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WO2024105323A1 - Aube pour turbomachine d'aeronef et procede de fabrication associe - Google Patents

Aube pour turbomachine d'aeronef et procede de fabrication associe Download PDF

Info

Publication number
WO2024105323A1
WO2024105323A1 PCT/FR2023/051763 FR2023051763W WO2024105323A1 WO 2024105323 A1 WO2024105323 A1 WO 2024105323A1 FR 2023051763 W FR2023051763 W FR 2023051763W WO 2024105323 A1 WO2024105323 A1 WO 2024105323A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
layer
blade
adhesion
sub
particles
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/051763
Other languages
English (en)
Inventor
Aurélien JOULIA
Sophie SENANI
Serge Georges Vladimir Selezneff
Anthony GRUNENWALD
Pierre-Antoine Bossan
Simon BONEBEAU
Original Assignee
Safran
Safran Aircraft Engines
Centre National De La Recherche Scientifique
Universite De Limoges
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, Safran Aircraft Engines, Centre National De La Recherche Scientifique, Universite De Limoges filed Critical Safran
Publication of WO2024105323A1 publication Critical patent/WO2024105323A1/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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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

Definitions

  • TITLE BLADE FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE AND ASSOCIATED MANUFACTURING METHOD
  • the invention relates to the field of blades for aircraft turbomachines.
  • the invention relates more particularly to the field of blades comprising a blade made of composite material and a blade protection shield as well as the method of manufacturing these blades.
  • An aircraft turbomachine typically comprises an engine comprising, upstream and downstream in the direction of gas flow, a mobile fan rotating around a longitudinal axis, a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber , a high pressure turbine and a low pressure turbine and a gas exhaust nozzle.
  • the blower allows the suction of an air flow divided into a primary flow and a secondary flow.
  • the primary flow passes through a primary vein of the turbomachine while the secondary flow is directed towards a secondary vein surrounding the primary vein.
  • the primary flow is compressed within the compressors.
  • the compressed air is then mixed with fuel and burned within the combustion chamber.
  • the gases resulting from combustion pass through the turbines then escape through the nozzle, the section of which allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
  • the components of the turbomachine such as the fan, compressors or turbines include blades which make it possible to exert an action on the air flow.
  • compressor blades make it possible to compress the primary air flow and the fan blades compress the secondary air flow.
  • a blade comprises a blade which has an aerodynamic shape and thus comprises an intrados face and an extrados face connected to the intrados face by a leading edge and a trailing edge.
  • the blade is made of a composite material.
  • the composite material of the blade includes reinforcing fibers embedded in a polymer matrix.
  • a protective shield is generally metallic. It has a dihedral shape comprising a first lateral fin and a second lateral fin connected by a core.
  • the core covers for example the leading edge of the blade and the first lateral fin extends on the intrados face and the second lateral fin extends on the extrados face.
  • the protective shield is typically glued to the blade.
  • the blade further comprises a connecting layer arranged between the blade and the protective shield.
  • the bonding layer typically comprises a polymeric material such as an epoxy resin.
  • a process for manufacturing the aforementioned blade typically includes steps of manufacturing the blade and manufacturing the protective shield.
  • the protective shield is, for example, manufactured by forging or bending a sheet of metal.
  • the process then includes a step of pairing and bonding the protective shield to the blade.
  • the step of pairing the protective shield which consists of attaching the protective shield to the blade is carried out in a manner manual so that, guaranteeing the precision of the assembly of the blade and the repeatability of this step, require perfect mastery of the manufacturing process to limit defects on the protective shield or the blade and therefore the rejection of these pieces.
  • the invention proposes a blade for an aircraft turbomachine, the blade comprising:
  • a blade comprising an extrados face and an intrados face connected by a leading edge and a trailing edge, the blade comprising a composite material
  • a connecting layer arranged between the blade and the protective shield and comprising an adhesion underlayer made of polymeric material.
  • the blade is remarkable in that the bonding layer further comprises an adhesion sub-layer comprising particles embedded in the adhesion sub-layer, the adhesion sub-layer being arranged between the sub-layer of adhesion and the protection shield.
  • the blade according to the invention therefore comprises a hybrid bonding layer composed of a first layer called adhesion sub-layer made of polymeric material and a second layer called adhesion sub-layer comprising particles embedded in the sub-layer. -adhesion layer.
  • the hybrid bonding layer helps protect the blade during the formation of the protective shield on the blade.
  • the adhesion underlay ensures high adhesion between the substrate, i.e. the blade, and the adhesion underlay.
  • the gripping underlay creates a surface favorable to the mechanical anchoring of the protective shield on the blade. Consequently, the protective shield can be deposited on the blade for example by a thermal spraying process. Without such a hybrid bonding layer, such a process could not be implemented satisfactorily since the adhesion of the protective shield would be too weak and the blade would be greatly damaged.
  • the thermal spraying process is particularly advantageous in that it makes it possible to form coatings of complex geometry in a precise and repeatable manner, thus reducing the risk of defects in the protective shield and its disposal.
  • it is possible to dispense with a step of manufacturing the protective shield in favor of a step of forming the protective shield directly on the blade.
  • This also makes it possible to dispense with a step of pairing the shield on the blade, thus making it possible to simplify the step of assembling the protective shield and the blade, and to reduce assembly defects of the blade. 'dawn.
  • the thermal spraying process also allows the implementation of a variability of materials for the protective shield which is not offered by other shield manufacturing processes.
  • the mechanical properties of the blade are improved or at least equivalent to those of a blade whose protective shield is added then stuck with a layer of glue on the blade, that the adhesion of the protective shield is improved or at least equivalent to that of a protective shield added then stuck with a layer of glue on the blade.
  • the invention may include one or more of the following characteristics, taken in isolation from each other or in combination with each other:
  • the particles are particles of metal, ceramic, oxide or a mixture of these;
  • the particles have a size less than or equal to 500 pm, advantageously less than or equal to 400 pm, preferably less than or equal to 300 pm;
  • the adhesion sublayer has a thickness of between 10 pm and 500 pm, advantageously between 50 pm and 500 pm or between 80 pm and 400 pm;
  • the polymeric material of the adhesion underlayer is chosen from thermosetting polymers such as an epoxy or thermoplastic polymers or a mixture of these;
  • the mass content of particles in the bonding layer is between 20% and 90%, advantageously between 50% and 90%;
  • the adhesion sub-layer comprises a first polymeric layer and a second polymeric layer, the particles being embedded in the second layer which is arranged between the first layer and the adhesion sub-layer;
  • the first layer comprises a first polymeric material and the second layer comprises a second polymeric material different from the first polymeric material;
  • the first layer has a first thickness and the second layer has a second thickness less than the first thickness.
  • the invention also relates to a method of manufacturing a blade for an aircraft turbomachine, the method comprising the following steps: (a) providing a blade comprising an extrados face and an intrados face connected by a leading edge and a trailing edge, the blade comprising a composite material, (b) arranging a bonding layer on the blade, the bonding layer comprising an adhesion sublayer of polymeric material,
  • step (b) the bonding layer further comprises an adhesion sub-layer comprising particles embedded in the adhesion sub-layer, the adhesion sub-layer being arranged between the adhesion underlay and the protective shield.
  • the invention may include one or more of the following characteristics, taken in isolation from each other or in combination with each other:
  • step (b) includes the following sub-steps:
  • step (b) further comprises between steps (bO) and (b2) the following sub-step:
  • step (b) includes the following sub-steps:
  • step (b) comprises after sub-step (bii), the following sub-step: (biii) heat treating the first layer;
  • the sub-step (bii) is carried out by thermal projection of the particles previously impregnated with a polymer matrix forming the second layer;
  • step (c) is carried out by thermal spraying; - the thermal spraying is carried out with a powder comprising grains of which at least 90% of these grains have a size (d90) between 5 pm and 200 pm, advantageously between 10 pm and 150 pm;
  • the grains have a size (d10) between 0.05 pm and 50 pm, advantageously between 0.1 pm and 20 pm;
  • the material of the powder is identical to that of the particles of the adhesion undercoat
  • step (c) the process comprises, after step (c), a step (d) of machining the protective shield.
  • Figure 1 is a schematic view in longitudinal section of a half-turbomachine of aircraft
  • Figure 2 is a schematic perspective view of a blade fitted to the turbomachine of Figure 1
  • Figure 3 is a cross-sectional view of the blade of Figure 2
  • Figure 4 is a schematic sectional view of the connecting layer arranged on the blade and coated with the protective shield, according to the invention
  • Figure 4a is a schematic sectional view of the connecting layer arranged on the blade and coated with the protective shield, according to one mode of embodiment of the invention
  • Figure 5 is a schematic view of a manufacturing process according to the invention
  • Figure 6 is a schematic view of the manufacturing process according to a first embodiment
  • Figure 7 is a schematic view of the manufacturing process according to a second embodiment.
  • FIG. 1 An example of an aircraft turbomachine 1 according to the invention is shown in Figure 1.
  • the turbomachine 1 extends around and along a longitudinal axis A.
  • upstream is defined in relation to the direction of gas circulation in the turbomachine 1 along the longitudinal axis A.
  • the turbomachine 1 extends around a longitudinal axis A. It comprises from upstream to downstream in the direction of gas flow F along the longitudinal axis A, a fan 2, at least one compressor such that a low pressure compressor 3 and a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, at least one turbine 6 such as a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a nozzle (not shown).
  • the rotor of the low pressure turbine is connected to the fan 2 and to the rotor of the low pressure compressor 3 by a low pressure shaft (not shown).
  • the rotor of the high pressure turbine is connected to the rotor of the high pressure compressor 4 by a high pressure shaft (not shown).
  • the turbomachine 1 also includes a rectifier 10.
  • the rectifier 10 makes it possible to straighten the flow at the outlet of a rotor located upstream in order to provide maximum thrust at the outlet of the turbomachine 1.
  • the rectifier 10 is located downstream of the blower 2 and makes it possible to straighten the secondary flow F2.
  • the blower 2 allows the suction of an air flow divided into a primary flow F1 and a secondary flow F2.
  • the primary flow F1 passes through a primary vein of the turbomachine 1 while the secondary flow F2 is directed towards a secondary vein surrounding the primary vein.
  • the primary flow F1 is compressed within the low pressure compressor 3 then the high pressure compressor 4.
  • the compressed air is then mixed with a fuel and burned within the combustion chamber 5.
  • the gases formed by the combustion pass through the turbine high pressure and the low pressure turbine.
  • the gases finally escape through the nozzle, the section of which allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
  • the secondary flow F2 passes through the rectifier 10 which accelerates the circulation speed of the secondary flow F2 to generate propulsion.
  • the fan 2 or the rectifier 10 comprise blades 11.
  • the blades 11 fitted to the rectifier 10 are known by the English term “Outlet Guide Vane” (OGV).
  • OGV Outlet Guide Vane
  • the blades 11 are movable or fixed in rotation around the longitudinal axis A.
  • the blades 11 of the fan 11 are movable in rotation.
  • the blades 11 of the rectifier 10 are fixed.
  • the blades 11 extend radially relative to the longitudinal axis A.
  • each blade 11 comprises a blade 12 and a protective shield 14 arranged on the blade 12.
  • the blade 12 extends along an axis of elongation X.
  • the blade 12 has an aerodynamic profile.
  • the blade 12 thus comprises an extrados face 12e and an intrados face 12i connected by a leading edge 12a and a trailing edge 12b.
  • the blade 12 thus extends along a transverse axis Y between the leading edge 12a and the trailing edge 12b.
  • the blade 12 also extends longitudinally along the elongation axis X between a first end and a second end opposite the first end.
  • the blade 12 comprises a composite material.
  • the composite material comprises a polymeric matrix and a fibrous reinforcement embedded in the matrix.
  • the composite material is for example an organic matrix composite (CMO).
  • the matrix is for example a thermoplastic or thermosetting polymer matrix.
  • the thermosetting material is for example an epoxy polymer.
  • the fibrous reinforcement comprises fibers which are for example carbon fibers or glass fibers. The fibers are organized for example in the form of a fibrous preform.
  • the protective shield 14 is advantageously arranged on the leading edge 12a. It extends advantageously all along the leading edge 12a.
  • the protective shield 14 is advantageously made of metallic material.
  • the metallic material is for example titanium or an alloy such as steel, for example stainless steel or a nickel and cobalt alloy (NiCo), aluminum, silver, zinc, nickel, copper or a mixture of these.
  • the protective shield 14 is according to another example made of ceramic material.
  • the protective shield 14 has an elongated dihedral shape. As better visible in Figure 3, the protective shield 14 has a V- or U-shaped cross section.
  • the protective shield 14 comprises a first side fin 14a and a second side fin 14b connected to the first side fin 14a by a soul 14d.
  • the first and second side fins 14a, 14b define between them a cavity in which the leading edge 12a is arranged.
  • the first lateral fin 14a has a first free longitudinal end and the second lateral fin 14b has a second free longitudinal end which are opposite the core 14j.
  • the free longitudinal ends extend along the blade 12.
  • the free longitudinal ends extend respectively on the intrados face 12i and the extrados face 12b of the blade 12.
  • the thickness of the protective shield 14 is variable.
  • the thickness of the core 14j is greater than the thicknesses of the first and second side fins 14a, 14b.
  • the thickness of the first and second side fins 14a, 14b decreases in the direction of the trailing edge 12b of the blade 12.
  • the first and second side fins 14a, 14b are tapered towards the trailing edge 12b of the blade 12.
  • the protective shield 14 is arranged on the trailing edge 12b.
  • the blade 11 comprises two protective shields 14 arranged respectively on the leading edge 12a and the trailing edge 12b.
  • the protective shield 14 is very advantageously formed on the blade 12 by thermal spraying.
  • the blade 11 further comprises a connecting layer 16 arranged between the blade 12 and the protective shield 14.
  • the connecting layer 16 ensures adhesion and mechanical anchoring of the protective shield 14 on the blade 12 without damaging the blade 12.
  • the link layer 16 is a hybrid layer. It includes an adhesion underlay 17 and an adhesion underlay 18.
  • the adhesion underlayer 17 is arranged between the blade 12 and the adhesion underlayer 18.
  • the adhesion underlayer 17 is made of polymeric material.
  • the polymeric material is advantageously chosen from thermosetting polymers such as an epoxy polymer, silicone or polyurethane or thermoplastic polymers chosen for example from the family of polyaryletherketones such as a polyetheretherketone (PEEK) or even a mixture of these.
  • the epoxy polymer is for example the commercial material Redux® 322 from the company HEXCEL.
  • the adhesion underlayer 17 is in the form of a film based on one of the materials mentioned.
  • the film is for example the commercial film AF191 or AF3109 from the company 3M.
  • the adhesion sub-layer 17 is in the form of a coating produced by thermal spraying.
  • the adhesion sublayer 17 is made of polymer material based on PEEK for example or any polymer compatible with the thermal spraying process.
  • the adhesion sublayer 17 has a thickness between 10 pm and 500 pm, even more advantageously between 50 pm and 500 pm and even more advantageously between 80 pm and 400 pm.
  • the adhesion sublayer 17 is single-layer.
  • the adhesion sublayer 17 is multi-layered. It comprises a first layer 17a having a first thickness and a second layer 17b having a second thickness.
  • the first layer 17a is arranged between the blade 12 and the second layer 17b.
  • the first and second layers 17a, 17b are polymeric.
  • the first layer 17a comprises a first polymeric material
  • the second layer 17b comprises a second polymeric material different or identical to the first material.
  • the first and second polymeric materials are different, which makes it possible to adapt the properties of the connecting layer 16.
  • the first and second materials are chosen from thermosetting polymers such as an epoxy, silicone or polyurethane polymer or thermoplastic polymers chosen for example from the family of polyaryletherketones such as a polyetheretherketone (PEEK) or even a mixture of these.
  • thermosetting polymers such as an epoxy, silicone or polyurethane polymer or thermoplastic polymers chosen for example from the family of polyaryletherketones such as a polyetheretherketone (PEEK) or even a mixture of these.
  • the second thickness of the second layer 17b is greater than 50 pm, greater than 80 pm. Preferably, the second thickness of the second layer 17b is less than the first thickness of the first layer 17a.
  • the first and second layers 17, 17b are preferably produced by thermal spraying.
  • the adhesion sub-layer 18 is arranged between the adhesion sub-layer 17 and the protective shield 14.
  • the adhesion sub-layer 18 comprises particles 18a embedded in the adhesion sub-layer 17.
  • the particles 18a are partially embedded in the adhesion sub-layer 17 and that part of the surface of the particles is not embedded in the adhesion sub-layer 17 in order to create a surface condition favorable to adhesion mechanics of the protective shield 14.
  • the particles 18a are embedded in a depth of the adhesion sub-layer 17 which is less than the thickness of the adhesion sub-layer 17.
  • the particles 18a are embedded in the second layer 17b of the adhesion layer 17.
  • the surface coverage rate of the particles 18a is greater than or equal to 70%, greater than or equal to 80%, greater than or equal to 90% and even more preferably 100%.
  • the surface coverage rate corresponds to the surface of the adhesion sub-layer 17 coated by the particles 18a divided by the total surface of the adhesion sub-layer 17, the surface being that opposite the blade 12.
  • the mass content of particles 18a in the connecting layer 16 is between 20% and 90%, advantageously between 50% and 90%.
  • the particles 18a are metal particles such as aluminum, silver, zinc, nickel, titanium, copper, an iron alloy or ceramic particles such as silicon carbide. , or oxide particles such as aluminum oxide, zirconium oxide, silicon oxide, or even a mixture of particles.
  • the material of the particles 18a is identical to the material of the protective shield 14. This makes it possible to increase the adhesion force of the protective shield 14 on the blade 12.
  • the particles 18a have a size less than or equal to 500 pm, even more advantageously less than or equal to 400 pm and preferably less than or equal to 300 pm. Even more advantageously, at least 90% of the particles have a size (d90) between 10 pm and 200 pm, advantageously between 40 pm and 120 pm and at most 10% of the particles have a size (d10) between 0.5 pm and 50 pm, advantageously between 5 pm and 40 pm.
  • the particles 18a have a general spherical or acicular morphology.
  • the particle size distributions are for example grades F220, F80.
  • the adhesion underlayer 17 ensures high adhesion between the substrate, that is to say the blade 12 and the adhesion underlayer 18 while participating in the adhesion of the protective shield 14 on the blade 12.
  • the grip sub-layer 18 makes it possible to create a surface favorable to the mechanical anchoring of the protective shield 14 on the blade 12.
  • the protective shield 14 can then be formed by thermal spraying, a process which allows to form coatings of complex shapes with low tolerances and in a repeatable manner.
  • the process includes the following chronological steps:
  • Step (a) can be carried out by molding such as resin transfer molding known by the acronym RTM for “Resin Transfer Molding” in English or draping.
  • the blade 12 can undergo mechanical or chemical surface preparation to improve the adhesion of the bonding layer 16.
  • step (c) is carried out by thermal spraying.
  • the thermal spraying process is for example projection by flame for example by high velocity oxygen flame (HVOF for “High Velocity Oxy-Fuel” in English), by arc, by suspension, by plasma, cold spray, flame process or any other applicable thermal projection process .
  • HVOF high velocity oxygen flame
  • Thermal spraying is carried out with a powder comprising grains of which at least 90% of these grains have a size (d90) between 5 pm and 200 pm, advantageously between 10 pm and 150 pm and preferably of which at most 10% of the particles have a size (d10) of between 0.05 pm and 50 pm, advantageously between 0.1 pm and 20 pm.
  • the powder comprises particles of which at least 90% of these particles have a size (d90) of 110 pm and of which at most 10% particles have a size (d10) of 10 pm.
  • the powder is in the form of a suspension comprising particles of which at least 90% of these particles have a size (d90) of 10 pm and of which at most 10% particles have a size (d10) of 0.1 pm.
  • the material of the powder is identical to that of the particles 18a of the adhesion sub-layer 18.
  • Machining step (d) can be chemical machining or mechanical machining such as cutting.
  • step (b) comprises the following chronological sub-steps:
  • the sub-step (bO) can be carried out by draping the film, or by manual application of the material of the adhesion sub-layer 17 or even by spraying.
  • Sub-step (b1) can be carried out by heating the adhesion sub-layer 17.
  • This thermal pretreatment aims to increase the tack, so that the particles 18a adhere better in the adhesion sub-layer 17.
  • This step can be carried out by heating the adhesion underlayer 17 to a temperature below 100°C.
  • Step (b1) is preferably carried out for a period of less than or equal to 1 hour, for example in an oven or an oven.
  • Sub-step (b2) is advantageously carried out by gravity deposition of the particles 18a, for example using a sieve in a manual or automated manner.
  • Sub-step (b3) allows the polymerization of the adhesion layer 17 and the consolidation of the bonding layer 16. It can be carried out by heating to a temperature between 100°C and 200°C, advantageously between 120°C. °C and 190°C, even more advantageously between 140°C and 190°C.
  • Substep (b3) is preferably carried out for a duration greater than 10 min, greater than 15 min, greater than 20 min, greater than 30 min, even more preferably between 45 min and 200 min.
  • the blade 11 is for example placed in an oven or an oven.
  • Sub-step (b4) can be carried out by vibration in order to remove the excess particles on the bonding layer (16) and achieve a surface ratio advantageously of 100%.
  • the blade 11 can for example be placed on a vibrating pot.
  • Sub-step (b4) can be carried out by sandblasting, plasma or laser sanding. This step makes it possible to release at least partially the particles from the adhesion layer 17 in order to create a surface condition favorable to the adhesion of the protective shield 14.
  • step (b) of the method comprises the following sub-steps:
  • Step (bi) can be carried out after or simultaneously with step (a) in the case of draping the film, or by manual application of the material of the first layer 17a or by sprinkling, dipping, removal or any process that may be suitable .
  • step (bi) is preferably carried out after step (a) by thermal spraying.
  • the thermal spraying process is for example by high speed oxygen flame (HVOF for “High Velocity Oxy-Fuel” in English), by arc wire, by arc plasma, by cold spray, by flame process or any other applicable thermal spraying process.
  • HVOF high speed oxygen flame
  • Sub-step (bii) is carried out by thermal projection of the particles 18a included in a polymer matrix forming the second layer 17b.
  • the thermal spraying process is for example a high-speed oxygen flame process (HVOF for “High Velocity Oxy-Fuel” in English), by arc-wire, by arc plasma, by cold spray, by process flame or any other thermal spraying process applicable to the first layer 17a.
  • HVOF high-speed oxygen flame process
  • Sub-step (biii) is carried out by heating the bonding layer 16. It is optional in that the thermal spraying processes allow the polymerization of the adhesion layer 17 upon deposition on the blade 12.
  • This second variant is particularly advantageous since it makes it possible to form the connecting layer 16 by the well-controlled method of thermal spraying. It also makes it possible to select different polymer matrices for the first and second layers 17a, 17b in order to to adapt the properties of the connecting layer 16 and facilitate the manufacturing process of the blade 11.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

L'invention concerne une aube (11) pour une turbomachine (1) d'aéronef, l'aube (11) comprenant : - une pale (12) comprenant une face extrados (12e) et une face intrados (12i) reliées par un bord d'attaque (12a) et un bord de fuite (12b), la pale (12) comprenant un matériau composite, - un bouclier de protection (14) agencé sur la pale (12), et - une couche de liaison (16) agencée entre la pale (12) et le bouclier de protection (14) et comprenant une sous-couche d'adhésion (17) en matériau polymérique, caractérisée en ce que la couche de liaison (16) comprend en outre une sous-couche d'accroche (18) comprenant des particules (18a) incrustées dans la sous-couche d'adhésion (17), la sous-couche d'accroche (18) étant agencée entre la sous-couche d'adhésion (17) et le bouclier de protection (14).

Description

DESCRIPTION
TITRE : AUBE POUR TURBOMACHINE D’AERONEF ET PROCEDE DE FABRICATION ASSOCIE
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine des aubes pour les turbomachines d’aéronef. L’invention concerne plus particulièrement le domaine des aubes comprenant une pale en matériau composite et un bouclier de protection de la pale ainsi que le procédé de fabrication de ces aubes.
Arrière-plan technique
Une turbomachine d’aéronef comprend typiquement un moteur comprenant d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz, une soufflante mobile en rotation autour d’un axe longitudinal, un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression et une tuyère d’échappement des gaz.
La soufflante permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire traverse une veine primaire de la turbomachine tandis que le flux secondaire est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire.
Le flux primaire est comprimé au sein des compresseurs. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion. Les gaz issus de la combustion traversent les turbines puis s’échappent au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.
Les composants de la turbomachine tels que la soufflante, les compresseurs ou les turbines comprennent des aubes qui permettent d’exercer une action sur le flux d’air. Par exemple, les aubes de compresseurs permettent de comprimer le flux d’air primaire et les aubes de la soufflante permettent de comprimer le flux d’air secondaire.
Une aube comprend une pale qui présente une forme aérodynamique et comprend ainsi une face intrados et une face extrados reliée à la face intrados par un bord d’attaque et un bord de fuite. Pour réduire le poids de l’aube, la pale est en un matériau composite. Le matériau composite de la pale comprend des fibres de renfort noyées dans une matrice polymérique. Afin de protéger la pale, notamment de soufflante, d’une dégradation provoquée par l’impact de corps étrangers et de l’érosion, il est connu d’agencer un bouclier de protection sur la pale. Le bouclier de protection est généralement métallique. Il présente une forme de dièdre comprenant une première ailette latérale et une seconde ailette latérale reliées par une âme. L’âme recouvre par exemple le bord d’attaque de la pale et la première ailette latérale s’étend sur la face intrados et la seconde ailette latérale s’étend sur la face extrados. Le bouclier de protection est typiquement collé à la pale. A cet effet, l’aube comprend en outre une couche de liaison agencée entre la pale et le bouclier de protection. La couche de liaison comprend typiquement un matériau polymérique tel qu’une résine époxy.
Un procédé de fabrication de l’aube précitée comprend typiquement des étapes de fabrication de la pale et de fabrication du bouclier de protection. Le bouclier de protection est par exemple fabriqué par forgeage ou pliage d’une tôle.
Le procédé comprend ensuite une étape d’appairage et de collage du bouclier de protection sur la pale.
Un tel procédé de fabrication ne procure par entière satisfaction. En effet, l’étape de fabrication du bouclier de protection présente des défis car la configuration du bouclier de protection est complexe. Cette étape est par conséquent fastidieuse. Par ailleurs, les tolérances de fabrication sont faibles et il est difficile d’assurer la répétabilité de cette étape.
Par ailleurs, l’étape d’appairage du bouclier de protection qui consiste à rapporter le bouclier de protection sur la pale est réalisée de manière manuelle si bien que, garantir la précision de l’assemblage de l’aube et la répétabilité de cette étape, requièrent une maitrise parfaite du procédé de fabrication pour limiter les défauts sur le bouclier de protection ou l’aube et donc le rebus de ces pièces.
Par conséquent, il existe un besoin de fournir une aube comprenant une pale en matériau composite qui soit résistante aux chocs et à l’érosion tout en étant simple à fabriquer.
Résumé de l'invention
A cet effet, l’invention propose une aube pour une turbomachine d’aéronef, l’aube comprenant :
- une pale comprenant une face extrados et une face intrados reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite, la pale comprenant un matériau composite,
- un bouclier de protection agencé sur la pale, et
- une couche de liaison agencée entre la pale et le bouclier de protection et comprenant une sous-couche d’adhésion en matériau polymérique.
L’aube est remarquable en ce que la couche de liaison comprend en outre une sous-couche d’accroche comprenant des particules incrustées dans la sous-couche d’adhésion, la sous-couche d’accroche étant agencée entre la sous-couche d’adhésion et le bouclier de protection.
L’aube selon l’invention comprend donc une couche de liaison hybride composée d’une première couche dite sous-couche d’adhésion en matériau polymérique et d’une seconde couche dite sous-couche d’accroche comprenant des particules incrustées dans la sous-couche d’adhésion. La couche de liaison hybride permet de protéger la pale lors de la formation du bouclier de protection sur la pale.
La sous-couche d’adhésion permet d’assurer une adhérence élevée entre le substrat, c’est-à-dire la pale, et la sous-couche d’accroche.
La sous-couche d’accroche permet de créer une surface favorable à l’ancrage mécanique du bouclier de protection sur la pale. Par conséquent, le bouclier de protection peut être déposé sur la pale par exemple par un procédé de projection thermique. Sans une telle couche de liaison hybride, un tel procédé ne pourrait être mis en œuvre de manière satisfaisante puisque l’adhésion du bouclier de protection serait trop faible et la pale serait fortement dégradée.
Le procédé de projection thermique est particulièrement avantageux en ce qu’il permet de former des revêtements de géométrie complexe de manière précise et répétable réduisant ainsi les risques de défauts du bouclier de protection et sa mise au rebut. En outre, grâce au procédé de projection thermique il est possible de s’affranchir d’une étape de fabrication du bouclier de protection au profit d’une étape de formation du bouclier de protection directement sur la pale. Ceci permet en outre de s’affranchir d’une étape d’appairage du bouclier sur la pale permettant ainsi de simplifier l’étape d’assemblage du bouclier de protection et de de la pale, et de réduire les défauts d’assemblage de l’aube.
Le procédé de projection thermique permet en plus la mise en œuvre d’une variabilité de matériaux pour le bouclier de protection qui n’est pas offerte par les autres procédés de fabrication du bouclier.
Grâce à la combinaison de la sous-couche d’accroche et de la sous-couche d’adhésion, il a par ailleurs été constaté que les propriétés mécaniques de l’aube sont améliorées ou au moins équivalentes à celles d’une aube dont le bouclier de protection est rapporté puis collé par une couche de colle sur la pale, que l’adhésion du bouclier de protection est améliorée ou au moins équivalente à celle d’un bouclier de protection rapporté puis collé par une couche de colle sur la pale.
Grâce à la combinaison de la sous-couche d’accroche et de la sous-couche d’adhésion, il a par ailleurs été constaté que les propriétés mécaniques de l’aube et l’adhésion du bouclier sont améliorées ou au moins équivalentes à celles d’une aube sans sous-couche d’accroche et dont le bouclier serait formé par projection thermique. L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les particules sont des particules de métal, de céramique, d’oxyde ou un mélange de celles-ci ;
- les particules présentent une taille inférieure ou égale à 500 pm, avantageusement inférieure ou égale à 400 pm, préférentiellement inférieure ou égale à 300 pm ;
- la sous-couche d’adhésion présente une épaisseur comprise entre 10 pm et 500 pm, avantageusement comprise entre 50 pm et 500 pm ou comprise entre 80 pm et 400 pm ;
- le matériau polymérique de la sous-couche d’adhésion est choisi parmi les polymères thermodurcissables tels qu’un époxyde ou les polymères thermoplastiques ou un mélange de ceux-ci ;
- le taux massique de particules dans la couche de liaison est compris entre 20% et 90%, avantageusement entre 50% et 90% ;
- la sous-couche d’adhésion comprend une première couche polymérique et une seconde couche polymérique, les particules étant incrustées dans la seconde couche qui est agencée entre la première couche et la sous-couche d’accroche ;
- la première couche comprend un premier matériau polymérique et la seconde couche comprend un second matériau polymérique différent du premier matériau polymérique ;
- la première couche présente une première épaisseur et la seconde couche présente une seconde épaisseur inférieure à la première épaisseur.
L’invention concerne également un procédé de fabrication d’une aube pour une turbomachine d’aéronef, le procédé comprenant les étapes suivantes : (a) fournir une pale comprenant une face extrados et une face intrados reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite, la pale comprenant un matériau composite, (b) agencer une couche de liaison sur la pale, la couche de liaison comprenant une sous-couche d’adhésion en matériau polymérique,
(c) former un bouclier de protection sur la pale.
Le procédé est remarquable en ce qu’à l’étape (b) la couche de liaison comprend en outre une sous-couche d’accroche comprenant des particules incrustées dans la sous-couche d’adhésion, la sous-couche d’accroche étant agencée entre la sous-couche d’adhésion et le bouclier de protection.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- l’étape (b) comprend les sous-étapes suivantes :
(bO) déposer la sous-couche d’adhésion sur la pale,
(b2) déposer la sous-couche d’accroche sur la sous-couche d’adhésion, (b3) traiter thermiquement la couche de liaison ;
- l’étape (b) comprend en outre entre les étapes (bO) et (b2) la sous-étape suivante :
(b1) prétraiter thermiquement la sous-couche d’adhésion ;
- l’étape (b) comprend les sous étapes suivantes :
(bi) déposer une première couche polymérique sur la pale,
(bii) déposer une seconde couche polymérique et les particules sur la première sous-couche ;
- l’étape (b) comprend après la sous-étape (bii), la sous-étape suivante : (biii) traiter thermiquement la première couche ;
- la sous-étape (bi) est réalisée par projection thermique ;
- la sous étape (bii) est réalisée par projection thermique des particules préalablement imprégnée d’une matrice polymérique formant la seconde couche ;
- l’étape (c) est réalisée par projection thermique ; - la projection thermique est réalisée avec une poudre comprenant des grains dont au moins 90% de ces grains présentent une taille (d90) comprise entre 5 pm et 200 pm, avantageusement comprise entre 10 pm et 150 pm ;
- au plus 10% des grains présentent une taille (d10) comprise entre 0,05 pm et 50 pm, avantageusement comprise entre 0,1 pm et 20 pm ;
- le matériau de la poudre est identique à celui des particules de la sous- couche d’accroche ;
- le procédé comprend, après l’étape (c), une étape (d) d’usinage du bouclier de protection.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d’une demi- turbomachine d’aéronef, la figure 2 est une vue schématique en perspective d’une aube équipant la turbomachine de la figure 1 , la figure 3 est une vue en coupe transversale de l’aube de la figure 2, la figure 4 est une vue schématique en coupe de la couche de liaison agencée sur la pale et revêtue du bouclier de protection, selon l’invention, la figure 4a est une vue schématique en coupe de la couche de liaison agencée sur la pale et revêtue du bouclier de protection, selon un mode de de réalisation de l’invention, la figure 5 est une vue schématique d’un procédé de fabrication selon l’invention, la figure 6 est une vue schématique du procédé de fabrication selon un premier mode de réalisation, la figure 7 est une vue schématique du procédé de fabrication selon un second mode de réalisation. Description détaillée de l'invention
Un exemple de turbomachine 1 d’aéronef selon l’invention est représenté sur la figure 1 . La turbomachine 1 s’étend autour et le long d’un axe longitudinal A.
Dans la présente demande, les termes « axial », « axialement >>, « radial >> et « radialement » sont définis par rapport à l’axe longitudinal A.
Les termes « amont », « aval » sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine 1 suivant l’axe longitudinal A.
Les termes « interne », « intérieur », « externe », « extérieur »,
« extérieurement » sont définis par rapport à l’éloignement de l’axe longitudinal X le long d’un axe radial perpendiculaire à l’axe longitudinal A.
La turbomachine 1 s’étend autour d’un axe longitudinal A. Elle comprend d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz F le long de l’axe longitudinal A, une soufflante 2, au moins un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, au moins une turbine 6 telle qu’une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère (non représentée).
Le rotor de la turbine basse pression est relié à la soufflante 2 et au rotor du compresseur basse pression 3 par un arbre basse pression (non représenté). Le rotor de la turbine haute pression est quant à lui relié au rotor du compresseur haute pression 4 par un arbre haute pression (non représenté).
La turbomachine 1 comprend par ailleurs un redresseur 10. Le redresseur 10 permet de redresser le flux à la sortie d’un rotor situé en amont afin de fournir une poussée maximale à la sortie de la turbomachine 1 . Sur l’exemple particulier de la figure 1 , le redresseur 10 est situé en aval de la soufflante 2 et permet de redresser le flux secondaire F2.
La soufflante 2 permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2. Le flux primaire F1 traverse une veine primaire de la turbomachine 1 tandis que le flux secondaire F2 est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire. Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 3 puis du compresseur haute pression 4. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion 5. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine haute pression et la turbine basse pression. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion. Le flux secondaire F2 traverse le redresseur 10 qui accélère la vitesse de circulation du flux secondaire F2 pour générer de la propulsion.
La soufflante 2 ou le redresseur 10 comprennent des aubes 11 . Les aubes
11 équipant le redresseur 10 sont connues sous le terme anglais « Outlet Guide Vane » (OGV). Les aubes 11 sont mobiles ou fixes en rotation autour de l’axe longitudinal A. Typiquement, les aubes 11 de la soufflante 11 sont mobiles en rotation. Les aubes 11 du redresseur 10 sont fixes.
Les aubes 11 s’étendent radialement par rapport à l’axe longitudinal A.
En référence à la figure 2, chaque aube 11 comprend une pale 12 et un bouclier de protection 14 agencé sur la pale 12.
La pale 12 s’étend selon un axe d’allongement X. L’axe d’allongement X de la pale 12 s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal A de la turbomachine 1 après montage de l’aube 11 sur la turbomachine 1. La pale
12 présente un profil aérodynamique. La pale 12 comprend ainsi une face extrados 12e et une face intrados 12i reliées par un bord d’attaque 12a et un bord de fuite 12b. La pale 12 s’étend ainsi selon un axe transversal Y entre le bord d’attaque 12a et le bord de fuite 12b.
La pale 12 s’étend par ailleurs longitudinalement selon l’axe d’allongement X entre une première extrémité et une seconde extrémité opposée à la première extrémité.
La pale 12 comprend un matériau composite. Le matériau composite comprend une matrice polymérique et un renfort fibreux noyé dans la matrice. Le matériau composite est par exemple un composite à matrice organique (CMO). La matrice est par exemple une matrice polymérique thermoplastique ou thermodurcissable. Le matériau thermodurcissable est par exemple un polymère époxyde. Le renfort fibreux comprend des fibres qui sont par exemple des fibres de carbone ou des fibres de verre. Les fibres sont organisées par exemple sous la forme d’une préforme fibreuse.
Le bouclier de protection 14 est avantageusement agencé sur le bord d’attaque 12a. Il s’étend avantageusement tout le long du bord d’attaque 12a. Le bouclier de protection 14 est avantageusement en matériau métallique. Le matériau métallique est par exemple du titane ou un alliage tel qu’un acier, par exemple un acier inoxydable ou un alliage de nickel et de cobalt (NiCo), un aluminium, de l’argent, du zinc, du nickel, du cuivre ou un mélange de ceux-ci.
Le bouclier de protection 14 est selon un autre exemple en matériau céramique.
Il est destiné à protéger le bord d’attaque 12a des chocs extérieurs. Le bouclier de protection 14 présente une forme allongée en forme de dièdre. Comme mieux visible sur la figure 3, le bouclier de protection 14 présente une section transversale en forme de V ou de U. Le bouclier de protection 14 comprend une première ailette latérale 14a et une seconde ailette latérale 14b reliée à la première ailette latérale 14a par une âme 14j. Les première et seconde ailettes latérales 14a, 14b définissent entre elles une cavité dans laquelle le bord d’attaque 12a est agencé.
La première ailette latérale 14a présente une première extrémité longitudinale libre et la seconde ailette latérale 14b présente une seconde extrémité longitudinale libre qui sont opposées à l’âme 14j. Les extrémités longitudinales libres s’étendent le long de la pale 12. Les extrémités longitudinales libres s’étendent respectivement sur la face intrados 12i et la face extrados 12b de la pale 12.
Avantageusement, l’épaisseur du bouclier de protection 14 est variable. L’épaisseur de l’âme 14j est supérieure aux épaisseurs des première et seconde ailettes latérales 14a, 14b. Avantageusement, l’épaisseur des première et seconde ailettes latérales 14a, 14b est décroissante en direction du bord de fuite 12b de la pale 12. Les première et seconde ailettes latérales 14a, 14b sont effilées en direction du bord de fuite 12b de la pale 12.
Alternativement, et de manière non représentée, le bouclier de protection 14 est agencé sur le bord de fuite 12b. Selon encore une autre alternative non représentée, l’aube 11 comprend deux boucliers de protection 14 agencés respectivement sur le bord d’attaque 12a et le bord de fuite 12b.
Le bouclier de protection 14 est de manière très avantageuse formé sur la pale 12 par projection thermique.
L’aube 11 comprend en outre une couche de liaison 16 agencée entre la pale 12 et le bouclier de protection 14. La couche de liaison 16 permet d’assurer l’adhérence et l’ancrage mécanique du bouclier de protection 14 sur la pale 12 sans endommager la pale 12.
Comme mieux visible sur la figure 4, la couche de liaison 16 est une couche hybride. Elle comprend une sous-couche d’adhésion 17 et une sous-couche d’accroche 18.
La sous-couche d’adhésion 17 est agencée entre la pale 12 et la sous- couche d’accroche 18. La sous-couche d’adhésion 17 est en matériau polymérique. Le matériau polymérique est avantageusement choisi parmi les polymères thermodurcissables tels qu’un polymère époxyde, silicone ou polyuréthane ou les polymères thermoplastiques choisis par exemple parmi la famille des polyaryléthercétones tels qu’un polyétheréthercétone (PEEK) ou encore un mélange de ceux-ci. Le polymère époxyde est par exemple le matériau commercial Redux® 322 de la société HEXCEL.
La sous-couche d’adhésion 17 est sous la forme d’un film à base de l’un des matériaux cités. Le film est par exemple le film commercial AF191 ou AF3109 de la société 3M. Selon un autre exemple particulièrement préféré, la sous- couche d’adhésion 17 est sous la forme d’un revêtement réalisé par projection thermique. Selon cet exemple, la sous-couche d’adhésion 17 est en matériau polymère à base de PEEK par exemple ou de tout polymère compatible avec le procédé de projection thermique. Avantageusement, la sous-couche d’adhésion 17 présente une épaisseur comprise entre 10 pm et 500 pm, encore plus avantageusement comprise encore 50 pm et 500 pm et encore plus avantageusement entre 80 pm et 400 pm.
Selon un mode de réalisation de l’invention représenté sur la figure 4, la sous-couche d’adhésion 17 est monocouche.
Selon un autre mode de réalisation de l’invention représenté sur la figure 4a, la sous-couche d’adhésion 17 est multi couches. Elle comprend une première couche 17a présentant une première épaisseur et une seconde couche 17b présentant une seconde épaisseur. La première couche 17a est agencée entre la pale 12 et la seconde couche 17b. Les première et seconde couches 17a, 17b sont polymériques. Préférentiellement, la première couche 17a comprend un premier matériau polymérique et la seconde couche 17b comprend un second matériau polymérique différent ou identique du premier matériau. Avantageusement, les premier et second matériaux polymériques sont différents ce qui permet d’adapter les propriétés de la couche de liaison 16. Avantageusement, les premier et second matériaux sont choisis parmi les polymères thermodurcissables tels qu’un polymère époxyde, silicone ou polyuréthane ou les polymères thermoplastiques choisis par exemple parmi la famille des polyaryléthercétones tels qu’un polyétheréthercétone (PEEK) ou encore un mélange de ceux-ci.
La seconde épaisseur de la seconde couche 17b est supérieure à 50 pm, supérieure à 80 pm. Préférentiellement, la seconde épaisseur de la seconde couche 17b est inférieure à la première épaisseur de la première couche 17a.
Les première et seconde couches 17, 17b sont préférentiellement réalisées par projection thermique.
La sous-couche d’accroche 18 est agencée entre la sous-couche d’adhésion 17 et le bouclier de protection 14. La sous-couche d’accroche 18 comprend des particules 18a incrustées dans la sous-couche d’adhésion 17. Par incrustée dans la sous-couche d’adhésion 17, il est entendu que les particules 18a sont partiellement noyées dans la sous-couche d’adhésion 17 et qu’une partie de la surface des particules n’est pas noyée dans la sous- couche d’adhésion 17 afin de créer un état de surface favorable à l’accroche mécanique du bouclier de protection 14. Ainsi, selon l’invention, les particules 18a sont noyées dans une profondeur de la sous-couche d’adhésion 17 qui est inférieure à l’épaisseur de la sous-couche d’adhésion 17.
Selon le mode de réalisation de la figure 4a, les particules 18a sont incrustées dans la seconde couche 17b de la couche d’adhésion 17.
Préférentiellement, le taux de recouvrement surfacique des particules 18a est supérieur ou égal à 70%, supérieur ou égal à 80%, supérieur ou égal à 90% et encore plus préférentiellement de 100%. Le taux de recouvrement surfacique correspond à la surface de la sous-couche d’adhésion 17 revêtue par les particules 18a divisé par la surface totale de la sous-couche d’adhésion 17, la surface étant celle opposée à la pale 12.
Avantageusement, le taux massique de particules 18a dans la couche de liaison 16 est compris entre 20% et 90%, avantageusement entre 50% et 90%.
Avantageusement, les particules 18a sont des particules de métal tel que de l’aluminium, de l’argent, du zinc, du nickel, du titane, du cuivre, un alliage de fer ou des particules de céramique tel qu’un carbure de silicium, ou des particules d’oxyde tel qu’un oxyde d’aluminium, un oxyde de zirconium, un oxyde de silicium, ou encore un mélange des particules. Avantageusement, le matériau des particules 18a est identique au matériau du bouclier de protection 14. Ceci permet d’augmenter la force d’adhésion du bouclier de protection 14 sur la pale 12.
Avantageusement, les particules 18a présentent une taille inférieure ou égale à 500 pm, encore plus avantageusement inférieure ou égale à 400 pm et préférentiellement inférieure ou égale à 300 pm. De manière encore plus avantageuse, au moins 90% des particules présentent une taille (d90) comprise entre 10 pm et 200 pm, avantageusement comprise entre 40 pm et 120 pm et au plus 10% des particules présentent une taille (d10) comprise entre 0,5 pm et 50 pm, avantageusement comprise entre 5 pm et 40 pm.
Avantageusement, les particules 18a présentent une morphologie générale sphérique ou aciculaire.
Les distributions granulométriques des particules sont par exemple les grades F220, F80.
La sous-couche d’adhésion 17 permet d’assurer une adhérence élevée entre le substrat, c’est-à-dire la pale 12 et la sous-couche d’accroche 18 tout en participant à l’adhésion du bouclier de protection 14 sur la pale 12. La sous- couche d’accroche 18 permet de créer une surface favorable à l’ancrage mécanique du bouclier de protection 14 sur la pale 12. Le bouclier de protection 14 peut alors être formé par projection thermique, procédé qui permet de former des revêtements de formes complexes avec de faibles tolérances et de manière répétable.
Grâce à une telle couche de liaison 16 hybride, il a également été constaté que les propriétés mécaniques de l’aube 11 sont améliorées.
Un procédé de fabrication de l’aube 11 selon l’invention va maintenant être décrit en référence à la figure 5.
Le procédé comprend les étapes chronologiques suivantes :
(a) fournir la pale 12,
(b) agencer la couche de liaison 16 sur la pale 12,
(c) former le bouclier de protection 14 sur la pale 12,
(d) optionnellement, usiner le bouclier de protection 14.
L’étape (a) peut être réalisée par moulage tel qu’un moulage par transfert de résine connu sous l’acronyme RTM pour « Resin Transfer Molding » en langue anglaise ou un drapage.
Optionnellement, avant l’étape (b), la pale 12 peut subir une préparation de surface mécanique ou chimique pour améliorer l’adhérence de la couche de liaison 16.
Préférentiellement, l’étape (c) est réalisée par projection thermique. Le procédé de projection thermique est par exemple une projection par flamme par exemple par flamme d'oxygène à haute vitesse (HVOF pour « High Velocity Oxy-Fuel » en langue anglaise), par arc-fil, par suspension, par plasma, cold spray, procédé flamme ou tout autre procédé de projection thermique applicable.
La projection thermique est réalisée avec une poudre comprenant des grains dont au moins 90% de ces grains présentent une taille (d90) comprise entre 5 pm et 200 pm, avantageusement comprise entre 10 pm et 150 pm et préférentiellement dont au plus 10% des particules présentent une taille (d10) comprise entre 0,05 pm et 50 pm, avantageusement comprise entre 0,1 pm et 20 pm.
En particulier, dans le cas d’une projection d’une projection plasma à pression atmosphérique (APS), la poudre comprend des particules dont au moins 90% de ces particules présentent une taille (d90) de 110 pm et dont au plus 10% des particules présentent une taille (d10) de 10 pm.
Dans le cas d’une projection plasma de suspensions (SPS), la poudre est sous la forme d’une suspension comprenant des particules dont au moins 90% de ces particules présentent une taille (d90) de 10 pm et dont au plus 10% des particules présentent une taille (d10) de 0,1 pm.
Avantageusement, le matériau de la poudre est identique à celui des particules 18a de la sous-couche d’accroche 18.
L’étape (d) d’usinage peut être un usinage chimique ou un usinage mécanique tel qu’un découpage.
Selon un premier mode de réalisation représenté sur la figure 6, l’étape (b) comprend les sous-étapes chronologiques suivantes :
(bO) déposer la sous-couche d’adhésion 17 sur la pale 12,
(b1 ) optionnellement, prétraiter thermiquement la sous-couche d’adhésion 17,
(b2) déposer la sous-couche d’accroche 18 sur la sous-couche d’adhésion 17,
(b3) traiter thermiquement la couche de liaison 16 ainsi obtenue, (b4) optionnellement, traiter mécaniquement la couche de liaison 16. La sous-étape (bO) peut être réalisée par drapage du film, ou par application manuelle du matériau de la sous-couche d’adhésion 17 ou encore par aspersion.
La sous-étape (b1 ) peut être réalisée par chauffage de la sous-couche d’adhésion 17. Ce prétraitement thermique a pour but d’ augmenter la pégosité, afin que les particules 18a adhérent mieux dans la sous-couche d’adhésion 17. Cette étape peut être réalisée par chauffage de la sous- couche de d’adhésion 17 à une température inférieure à 100 °C. L’étape (b1 ) est préférentiellement réalisée pendant une durée inférieure ou égale à 1 h par exemple dans une étuve ou un four.
La sous-étape (b2) est avantageusement réalisée par dépôt par gravité des particules 18a, par exemple à l’aide d’un tamis de façon manuelle, ou automatisée.
La sous-étape (b3) permet la polymérisation de la couche d’adhésion 17 et la consolidation de la couche de liaison 16. Elle peut être réalisée par chauffage à une température comprise entre 100°C et 200°C, avantageusement comprise entre 120°C et 190°C, encore plus avantageusement comprise entre 140°C et 190°C.
La sous-étape (b3) est préférentiellement réalisée pendant une durée supérieure à 10min, supérieure à 15 min, supérieure à 20 min, supérieure à 30 min encore plus préférentiellement entre 45 min et 200 min. L’aube 11 est par exemple placée dans une étuve ou un four.
La sous-étape (b4) peut être réalisée par vibrations afin de retirer le surplus de particules sur la couche de liaison (16) et atteindre un taux surfacique avantageusement de 100%. L’aube 11 peut par exemple être placée sur un pot vibrant.
La sous-étape (b4) peut être réalisée par sablage, ponçage plasma ou laser. Cette étape permet de libérer au moins en partie les particules de la couche d’adhésion 17 afin de créer un état de surface favorable à l’adhérence du bouclier de protection 14.
Ces traitements mécaniques peuvent être réalisés en combinaison. Selon un second mode de réalisation représenté sur la figure 7, l’étape (b) du procédé comprend les sous-étapes suivantes :
(bi) déposer la première couche 17a sur la pale 12,
(bii) déposer la seconde couche 17b et les particules 18a sur la première couche 17a,
(biii) optionnellement traiter thermiquement la première couche 17a.
L’étape (bi) peut être réalisée après ou simultanément avec l’étape (a) dans le cas de drapage du film, ou par application manuelle du matériau de la première couche 17a ou encore par aspersion, trempage retrait ou tout procédé pouvant convenir.
Selon un mode de réalisation particulièrement préféré, l’étape (bi) est préférentiellement réalisée après l’étape (a) par projection thermique. Le procédé de projection thermique est par exemple par flamme d'oxygène à haute vitesse (HVOF pour « High Velocity Oxy-Fuel » en langue anglaise), par arc-fil, par plasma d’arc, par cold spray, par procédé flamme ou tout autre procédé de projection thermique applicable.
La sous-étape (bii) est réalisée par projection thermique des particules 18a incluses dans une matrice polymère formant la seconde couche 17b. Le procédé de projection thermique est par exemple un procédé par flamme d'oxygène à haute vitesse (HVOF pour « High Velocity Oxy-Fuel » en langue anglaise), par arc-fil, par plasma d’arc, par cold spray, par procédé flamme ou tout autre procédé de projection thermique applicable sur la première couche 17a.
La sous-étape (biii) est réalisée par chauffage de la couche de liaison 16. Elle est optionnelle en ce que les procédés de projection thermique permettent la polymérisation de la couche d’adhésion 17 dès le dépôt sur la pale 12.
Cette seconde variante est particulièrement avantageuse puisqu’elle permet de former la couche de liaison 16 par la méthode bien maîtrisée de la projection thermique. Elle permet également de sélectionner des matrices polymériques différentes pour les première et seconde couches 17a, 17b afin d’adapter les propriétés de la couche de liaison 16 et faciliter le procédé de fabrication de l’aube 11 .

Claims

REVENDICATIONS
1 . Aube (11 ) pour une turbomachine (1 ) d’aéronef, l’aube (11 ) comprenant :
- une pale (12) comprenant une face extrados (12e) et une face intrados (12i) reliées par un bord d’attaque (12a) et un bord de fuite (12b), la pale (12) comprenant un matériau composite,
- un bouclier de protection (14) agencé sur la pale (12), et
- une couche de liaison (16) agencée entre la pale (12) et le bouclier de protection (14) et comprenant une sous-couche d’adhésion (17) en matériau polymérique, caractérisée en ce que la couche de liaison (16) comprend en outre une sous-couche d’accroche (18) comprenant des particules (18a) incrustées dans la sous-couche d’adhésion (17), la sous-couche d’accroche (18) étant agencée entre la sous-couche d’adhésion (17) et le bouclier de protection (14).
2. Aube selon la revendication précédente, caractérisée en ce que les particules (18a) sont des particules de métal, de céramique, d’oxyde ou un mélange de celles-ci.
3. Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les particules (18a) présentent une taille inférieure ou égale à 500 pm, avantageusement inférieure ou égale à 400 pm, préférentiellement inférieure ou égale à 300 pm.
4. Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la sous-couche d’adhésion (17) présente une épaisseur comprise entre 10 pm et 500 pm, avantageusement comprise entre 50 pm et 500 pm ou comprise entre 80 pm et 400 pm.
5. Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le matériau polymérique de la sous-couche d’adhésion (17) est choisi parmi les polymères thermodurcissables tels qu’un époxyde ou les polymères thermoplastiques ou un mélange de ceux-ci.
6. Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le taux massique de particules (18a) dans la couche de liaison (16) est compris entre 20% et 90%, avantageusement entre 50% et 90%.
7. Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la sous-couche d’adhésion (17) comprend une première couche (17a) polymérique et une seconde couche (17b) polymérique, les particules (18a) étant incrustées dans la seconde couche (17b) qui est agencée entre la première couche (17a) et la sous-couche d’accroche (18).
8. Aube selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la première couche (17a) comprend un premier matériau polymérique et la seconde couche (17b) comprend un second matériau polymérique différent du premier matériau polymérique.
9. Aube selon l’une des revendications 7 ou 8, caractérisée en ce que la première couche (17a) présente une première épaisseur et la seconde couche (17b) présente une seconde épaisseur inférieure à la première épaisseur.
10. Procédé de fabrication d’une aube (11 ) pour une turbomachine (1 ) d’aéronef, le procédé comprenant les étapes suivantes : (a) fournir une pale (12) comprenant une face extrados (12e) et une face intrados (12i) reliées par un bord d’attaque (12a) et un bord de fuite (12b), la pale (12) comprenant un matériau composite,
(b) agencer une couche de liaison (16) sur la pale (12), la couche de liaison
(16) comprenant une sous-couche d’adhésion (17) en matériau polymérique,
(c) former un bouclier de protection (14) sur la pale (12), caractérisé en ce qu’à l’étape (b) la couche de liaison (16) comprend en outre une sous-couche d’accroche (18) comprenant des particules (18a) incrustées dans la sous-couche d’adhésion (17), la sous-couche d’accroche (18) étant agencée entre la sous-couche d’adhésion (17) et le bouclier de protection (14).
11 . Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’étape (b) comprend les sous-étapes suivantes :
(bO) déposer la sous-couche d’adhésion (17) sur la pale (12),
(b2) déposer la sous-couche d’accroche (18) sur la sous-couche d’adhésion
(17),
(b3) traiter thermiquement la couche de liaison (16).
12. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’étape (b) comprend en outre entre les étapes (bO) et (b2) la sous-étape suivante : (b1 ) prétraiter thermiquement la sous-couche d’adhésion (17).
13. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que l’étape (b) comprend les sous étapes suivantes :
(bi) déposer une première couche (17a) polymérique sur la pale (12), (bii) déposer une seconde couche (17b) polymérique et les particules (18a) sur la première sous-couche (17a).
14. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’étape (b) comprend après la sous-étape (bii), la sous-étape suivante : (biii) traiter thermiquement la première couche (17a).
15. Procédé selon l’une des revendications 13 à 14, caractérisé en ce que la sous-étape (bi) est réalisée par projection thermique.
16. Procédé selon l’une des revendications 13 à 15, caractérisé en ce que la sous étape (bii) est réalisée par projection thermique des particules (18a) préalablement imprégnée d’une matrice polymérique formant la seconde couche (17b).
17. Procédé selon l’une quelconque des revendications 10 à 16, caractérisé en ce que l’étape (c) est réalisée par projection thermique.
18. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la projection thermique est réalisée avec une poudre comprenant des grains dont au moins 90% de ces grains présentent une taille (d90) comprise entre 5 pm et 200 pm, avantageusement comprise entre 10 pm et 150 pm.
19. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’au plus 10% des grains présentent une taille (d10) comprise entre 0,05 pm et 50 pm, avantageusement comprise entre 0,1 pm et 20 pm.
20. Procédé selon l’une des revendications 18 à 19, caractérisé en ce que le matériau de la poudre est identique à celui des particules (18a) de la sous- couche d’accroche (18).
21. Procédé selon l’une quelconque des revendications 10 à 20, caractérisé en ce qu’il comprend, après l’étape (c), une étape (d) d’usinage du bouclier de protection (14).
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FR3084400A1 (fr) * 2018-07-24 2020-01-31 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine comportant un renfort structurel a adherence renforcee
FR3094253A1 (fr) * 2019-03-29 2020-10-02 Safran Aircraft Engines Procede de collage d’une piece metallique sur un element en materiau composite d’une turbomachine d’aeronef
FR3121864A1 (fr) * 2021-04-19 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’une aube composite de turbomachine

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