WO2025083365A1 - Aube a calage variable pour une helice de turbomachine d'aeronef - Google Patents

Aube a calage variable pour une helice de turbomachine d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
WO2025083365A1
WO2025083365A1 PCT/FR2024/051362 FR2024051362W WO2025083365A1 WO 2025083365 A1 WO2025083365 A1 WO 2025083365A1 FR 2024051362 W FR2024051362 W FR 2024051362W WO 2025083365 A1 WO2025083365 A1 WO 2025083365A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
spar
wings
preform
along
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
PCT/FR2024/051362
Other languages
English (en)
Inventor
Vincent Joudon
Mattéo MINERVINO
François CHARLEUX
Laurent Jablonski
Arnaud POUGIS
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
Publication of WO2025083365A1 publication Critical patent/WO2025083365A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B64C11/26—Fabricated blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/24—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least three directions forming a three-dimensional [3D] structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0025—Producing blades or the like, e.g. blades for turbines, propellers, or wings
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE VARIABLE PITCH BLADE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE PROPELLER
  • the present invention relates to the field of aircraft turbomachines and in particular to the propulsion propellers of these turbomachines which comprise variable-pitch blades.
  • the state of the art includes in particular documents FR-A1 -3 017 163, FRAI -3 080 322, FR-A1 -3 112 819, FR-A1 -3 121 474, US-A-4,524,499, FRAI -3 120 249, US-A1 -2023/0801843 and W0-A1 -2023/031522.
  • the search for minimizing polluting emissions linked to air transport involves, in particular, improving all the efficiencies of turbomachine propulsion systems, and more particularly the propulsive efficiency which characterizes the efficiency with which the energy communicated to the air passing through the engine is converted into useful thrust.
  • the elements influencing this propulsive efficiency in the first order are those linked to the low pressure parts of the propulsion system, which contribute immediately to the generation of thrust: low pressure turbine, low pressure transmission system, fan and secondary flow guiding the flow of the latter.
  • the known guiding principle for improving propulsive efficiency is to reduce the compression ratio of the fan, thereby reducing the flow velocity at the engine outlet and the kinetic energy losses linked to it.
  • the bypass ratio or BPR (ByPass Ratio, in English) is defined as the ratio between the mass flow passing in the secondary flow (cold flow), and the mass flow passing in the primary flow (hot flow) and supplying in particular the combustion chamber.
  • the technical field of the present invention is within the framework of propeller or fan blades, rotating (rotor), shrouded or unshrouded and with variable pitch, with potential application in the aeronautical propulsion industry.
  • Other examples of architectures particularly concerned Contra-Rotating Open Rotor (CROR) and turboprop.
  • CROR Contra-Rotating Open Rotor
  • the present invention thus aims to propose a blade whose root is capable of holding “1 P” loads while limiting the mass of the blade as much as possible.
  • the invention provides a variable-pitch blade for an aircraft turbomachine propeller, this blade comprising a blade connected by a stilt to a root which is centered on a blade pitch axis, the blade being made of composite material from at least one metal body and a fiber preform obtained by three-dimensional fiber weaving and embedded in a polymer matrix which ensures the attachment of the preform to the metal body, the metal body forming at least the root and the stilt, and the fiber preform forming at least the blade which comprises a lower surface and an upper surface connected together by leading and trailing edges of the blade, characterized in that the metal body also forms a first part of a spar which extends inside the blade along the pitch axis, the spar comprising a second part which is formed by the preform and which extends inside the blade along the wedging axis, the second part of the spar having a longitudinal end located on the foot side which is engaged in a cavity of the first part of the spar.
  • the proposed solution consists of producing a blade made of 3D woven composite and a metal root.
  • the particularity of this concept lies in the fact that the root and Péchasse of the blade are made of metallic material under the aerodynamic vein.
  • another particularity lies in the construction of the spar located inside the blade.
  • the retention of the composite blade by the metal body is achieved inside the blade, by engaging a part of the preform in a part of the metal body, and not by a wedge effect on the outside of the root.
  • This embodiment makes it possible to propose an alternative retention mode of the composite blade by the metal root.
  • This retention mode reveals a part of the composite blade which acts as a spar because it transfers the forces to the metal root. Consequently, the composite skins of the preform, close to the aerodynamic surfaces (intrados and extrados) of the blade, are less structural since they only have to reconstitute the aerodynamic profile in areas less loaded in terms of pressure.
  • the blade spar according to the invention thus comprises two parts and in particular two materials, unlike the prior art.
  • a first metal part is formed by the body and is formed in a single piece with the root and Péchasse or is integral with the root and Péchasse.
  • a second composite part is formed by the preform and is formed in a single piece with the rest of the preform or is integral with the rest of the preform.
  • the assembly (body and preform) is further made integral thanks to the polymer matrix, for example by an RTM process or equivalent.
  • the blade according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation from one another, or in combination with one another:
  • the preform includes at least one delinking of its fibers making it possible to define: + an upper portion of the blade in which the fibers are joined to each other over the entire thickness of the blade,
  • the blade is further made from at least one block of foam which is located inside the blade;
  • a first block of foam is inserted between the skins, between the second part of the spar and the leading edge of the blade, and a second block of foam is inserted between the skins, between the second part of the spar and the trailing edge of the blade;
  • the first part of the spar has a dimension measured along a chord of the blade, which represents 80 and 120% of a dimension of the second part of the spar measured in the same way;
  • the first part of the spar comprises two wings, which are located respectively on the intrados and extrados sides of the blade, and which define between them said cavity which opens towards the setting axis on the side of said second part of the spar to form an opening for receiving this second part;
  • the cavity opens at its two opposite ends located respectively on the side of the leading edge and the trailing edge of the blade;
  • the first part of the spar comprises two partitions which are located respectively on the side of the leading edge and the trailing edge of the blade, these partitions extending between the wings and connecting them together so as to close the two opposite ends of the cavity located respectively on the side of the leading edge and the trailing edge of the blade;
  • the receiving opening is delimited by two longitudinal edges of the wings, which are tapered;
  • the first part of the spar further comprises at least one dividing wall of said cavity, this wall extending between the wings and at a distance from the wings, or extending from one wing to the other wing while being connected to these wings;
  • the wall has a height along the wedging axis, which represents between 30 and 60% of the height of the wings along this axis;
  • the second part of the spar comprises at least one detachment of its fibers over at least part of its length, the first part of the spar comprising at least one projection engaged in the second part of the spar at the level of this detachment;
  • the second part of the spar is connected to the skins by fiber sails.
  • the present invention also relates to a turbomachine, in particular for an aircraft, in particular for an aircraft, comprising a propeller comprising at least one blade as described above.
  • the present invention finally relates to a method for manufacturing a blade as described above, in which it comprises the steps of: a) weaving fibers in three dimensions to form the preform, and debonding a part of the preform to form the second part of the spar, b) compacting the second part of the spar, c) engaging the second part of the spar in the cavity of the first part of the spar, d) compacting the assembly formed by the preform and the body, e) RTM type consolidation of the assembly in a mold, comprising for example impregnation of the preform with a resin in the mold.
  • Figure 1 is a schematic perspective view of a variable pitch blade for an aircraft turbomachine propeller
  • Figure 2 is an enlarged view of part of Figure 1 and shows the foot of the blade
  • FIG.3 Figure 3 is a schematic axial sectional view of an angular setting system for a variable-pitch blade
  • Figure 4 is a schematic sectional view of a blade according to a first embodiment of the invention
  • Figure 5 is a partial schematic sectional view along line V-V of Figure 4,
  • Figure 6 is a schematic sectional view along line VI-VI of Figure 4 or 5
  • Figure 7 is a schematic view similar to that of Figure 6 and illustrating an alternative embodiment
  • Figure 9 is a schematic view similar to that of Figure 6 and illustrating another alternative embodiment
  • Figure 10 is a schematic view similar to that of Figure 5 and illustrating another alternative embodiment
  • FIG.1 1 Figure 11 is a schematic view similar to that of Figure 5 and illustrating another alternative embodiment
  • FIG.12 is a schematic sectional view of a blade according to another embodiment of the invention.
  • Figure 13 is a schematic sectional view along line XIII-
  • Figure 14 is a partial schematic sectional view along line XIV-XIV of Figure 12,
  • Figure 15 is a schematic view similar to that of Figure 13 and illustrating another alternative embodiment
  • Figure 16 is a schematic sectional view of a blade according to another embodiment of the invention.
  • Figure 17 is a schematic sectional view along line XVII-
  • Figure 18 is a schematic view similar to that of Figure 17 and illustrating another alternative embodiment
  • Figure 19 is a schematic view similar to that of Figure 17 and illustrating another alternative embodiment
  • Figure 20 is a schematic sectional view of a blade according to another embodiment of the invention.
  • Figure 21 is a schematic view similar to that of Figure 5 and illustrating another alternative embodiment.
  • Figure 1 shows a variable-pitch blade 10 for a propeller of an aircraft turbomachine, this propeller being shrouded or unshrouded.
  • the blade 10 comprises a blade 12 connected to a foot 14.
  • the blade 12 has an aerodynamic profile and comprises a lower surface 12a and an upper surface 12b which are connected by an upstream leading edge 12c and by a downstream trailing edge 12d, the terms upstream and downstream referring to the flow of gases around the blade in operation.
  • the blade 12 has an upper end which is free, called the apex, and a lower end which is connected to the foot 14.
  • the blade 10 is made of composite material by an injection process called the RTM process (acronym for Resin Transfer Molding).
  • RTM process acronym for Resin Transfer Molding
  • This process consists of preparing a fiber preform 18 by three-dimensional weaving and then placing this preform in a mold and injecting a polymerizable resin such as an epoxy resin, which will impregnate the preform.
  • a polymerizable resin such as an epoxy resin
  • the blade 10 here comprises a spar 22 which comprises a part forming a core of the blade 12 and which is intended to be inserted into the preform 18 before the injection of resin, and a part which extends on the side opposite the top of the blade 12 to form a part of the root 14, called body 24.
  • the spar 22 is generally made of epoxy organic matrix composite material reinforced with 3D woven carbon fibers with warp direction predominantly radially oriented and the frame predominantly oriented along the blade chord at the aerodynamic vein height.
  • the spar can also be a more mechanically advantageous assembly of different organic matrix composite materials (thermosetting, thermoplastic or elastomer) reinforced with long fibers (carbon, glass, aramid, polypropylene) in several fiber arrangements (woven, braided, knitted, unidirectional).
  • the blade 12 may be hollow or solid and includes an internal cavity filled with a foam or honeycomb type filler material. This filler material is installed around the spar 22 and is covered with a skin of organic matrix composite material to increase the blade's impact resistance.
  • the shield 20 can be titanium or titanium alloy, stainless steel, steel, aluminum, nickel, etc.
  • the intrados 12a or even the extrados 12b of the blade 12 can be covered with a polyurethane film for protection against erosion.
  • A denotes the axis of elongation of the blade 10 and the blade 12 and in particular the setting axis of the blade 10, that is to say the axis around which the angular position of the blade is adjusted. It is generally also a radial axis which therefore extends along a radius relative to the axis of rotation of the propeller equipped with this blade.
  • the body 24 of the foot 14 has a particular shape better visible in figure 2.
  • Body 24 essentially comprises three parts, namely:
  • the free end 28 has a generally parallelepiped shape in the example shown. This end 28 is preferably off-center or offset relative to the axis A to provide keying or indexing.
  • the stilt 30 may have a relatively complex shape and may be considered to comprise: - two lateral flanks 30a, 30b, located respectively on the side of the intrados 12a and the extrados 12b of the blade 12, which converge towards each other along the axis A and in the direction of the top of the blade 12, and
  • the bulb 32 has a general swollen or domed shape, this swollenness or doming extending all around the axis A.
  • the bulb 32 has two peripheral bearing surfaces, respectively lower 32a and upper 32b, which extend around the axis A.
  • the lower bearing surface 32a is oriented downwards (i.e. on the side opposite the blade 12) and radially outwards relative to the axis A
  • the upper bearing surface 32b is oriented upwards (i.e. on the side of the blade 12) and radially outwards relative to the axis A.
  • FIG 3 shows an example of a system 34 for angular setting of the blade 10.
  • the system 34 essentially comprises a bowl 36, a ring 38, stops 40 and a nut 42, and has been described in detail in the prior application WO-A1-2023/031522.
  • the present invention proposes a new design of a variable-pitch blade 10 for an aircraft turbomachine propeller, a first embodiment of which is illustrated in FIGS. 4 to 6.
  • This blade 10 comprises a blade 12 connected by a stilt 30 to a root 14 which is centered on a blade setting axis A.
  • the blade 10 is made of composite material from at least one metal body 50 and a fiber preform 52 obtained by three-dimensional fiber weaving and embedded in a polymer matrix which ensures the attachment of the preform 52 to the metal body 50.
  • the metal body 50 forms at least the root 14 and stilt 30 of the blade 10.
  • This body 50 can be formed from a single piece.
  • the fiber preform 52 forms at least the blade 12.
  • the metal body 50 also forms a first part 54a of a spar 54 which extends inside the blade 12 along the pitch axis A, the spar 54 comprising a second part 54b which is formed by the preform 52 and which extends inside the blade 12 along the pitch axis A. Furthermore, the second part 54b of the spar 54 has a longitudinal end 54b1 located on the side of the root 14 which is engaged in a cavity 56 of the first part 54a of the spar 54.
  • the orthonormal reference XYZ comprises an axis X which is parallel to an axis of rotation of this blade and of the propeller carrying this blade (and which extends for example along a chord of the blade 10), an axis Z which extends parallel to the setting axis A, and an axis Y which is transverse and perpendicular to the axes X and Z.
  • the preform 52 comprises at least one delinking of its fibers making it possible to define:
  • the second part 54b of the spar 54 which is interposed between the two skins 52b1, 52b2 of the lower portion 52b and which comprises a longitudinal end 54b2 opposite the foot 14 which is connected to the upper portion 52a, the first part 54a of the spar 54 being interposed between the two skins 52b1, 52b2.
  • the second part 54b of the spar 54 is stiffer along the axis A than the skins 52b1, 52b2 to avoid transferring force into the latter during bending of the blade 10 or centrifugal forces.
  • the spar 54 may be less stiff than the skins 52b1, 52b2 along a chord of the blade 12. This may be obtained for example by varying the warp/weft ratio of the preform 52 or the nature of the fibers.
  • the wefts (or weft threads) of the preform 52 are “horizontal” (in the direction of a chord of the blade), and its warps (or warp threads) are “vertical” (in the direction of the axis A).
  • the separation between the skins 52b1, 52b2 and the spar 54 outside the cavity 56 is therefore preferably done solely by the material stiffness transition. There is then no inter-laminar interface between the skins 52b1, 52b2 and the spar 54.
  • the blade 10 may further comprise at least one foam block 58, 60 which is located inside the blade 12.
  • a first block of foam 58 can be interposed between the skins 52b1, 52b2, between the second part 54b of the spar 54 and the leading edge 12c of the blade 12, and a second block of foam 60 can be interposed between the skins 52b1, 52b2, between the second part 54b of the spar 54 and the trailing edge 12d of the blade 12.
  • the first part 54a of the spar 54 may have a dimension L1 measured along a chord of the blade 14, which represents 80 and 120% of a dimension L2 of the second part 54b of the spar 54 measured in the same way (figure 4).
  • Figure 4 is a section through the blade skeleton lines and midway between the intrados and extrados surfaces of the blade.
  • the first part 54a of the spar 54 may comprise two wings 62a, 62b, which are located respectively on the side of the intrados 12a and the extrados 12b. of the blade 12, and which define between them the cavity 56 which opens in the direction of the setting axis A on the side of the second part 54b of the spar 54 to form an opening for receiving this second part 54b.
  • This receiving opening is delimited by two longitudinal edges 62a1, 62b1 of the wings 62a, 62b, which can be tapered as illustrated in the drawings.
  • the cavity 56 opens at its two opposite ends located respectively on the side of the leading edge 12c and the trailing edge 12d of the blade 12.
  • X being oriented along the engine axis
  • Z being oriented along the blade pitch change axis
  • Y being the vector product of X and Z.
  • the wings 62a, 62b have thicknesses E1 which vary along the setting axis A and which are for example maximum on the side of the foot 14 (figure 5).
  • the wings 62a, 62b have thicknesses E2 which vary along a chord of the blade 12 and which are for example maximum in the middle of the wings (figure 6).
  • the wings 62a, 62b are substantially rectilinear and parallel. They have bosses oriented respectively towards the intrados 12a and the extrados 12b of the blade 12.
  • the embodiment variant of figure 7 differs from the previous embodiment in that the first part 54a of the spar 54 comprises two partitions 64a, 64b which are located respectively on the side of the leading edge 12c and the trailing edge 12d of the blade 12. These partitions 64a, 64b extend between the wings 62a, 62b and connect them together so as to close the two opposite ends of the cavity 56 located respectively on the side of the leading edge 12c and the trailing edge 12d of the blade 12.
  • the embodiment variant of Figure 8 differs from the first embodiment in that the wings 62a, 62b are curved with concavities oriented towards each other.
  • the wings 62a, 62b have constant thicknesses E2 over at least 50, or even 80%, of their length along a chord of the blade 12.
  • the cavity 56 towards the leading and trailing edges 12c, 12d.
  • the second part 54b of the spar 54 is inserted from above into the cavity 56.
  • the retention of the blade 12 by the root 14 operates as follows:
  • the embodiment variant of Figure 9 differs from the first embodiment in that the wings 62a, 62b have first bosses oriented towards each other and second bosses oriented respectively towards the intrados and extrados sides of the blade.
  • the wings 62a, 62b have thicknesses which vary along a chord of the blade and which are for example maximum in the middle of the wings.
  • the embodiment variant of Figure 10 differs from the first embodiment in that the wings 62a, 62b have thicknesses E1 which vary along the setting axis A and which are maximum at mid-height of the wings.
  • the cavity 56 opens towards the leading and trailing edges 12c, 12d. This makes it possible to insert the second part 54b of the spar 54 by pinning (from the side) into the cavity 56, without necessarily requiring compaction of this part 54b.
  • the retention of the blade 12 by the root 14 operates as follows:
  • the embodiment variant of Figure 11 differs from the first embodiment in that the wings 62a, 62b have constant thicknesses over at least 50, or even 80%, of their height along the wedging axis.
  • the variant embodiments of figures 12 to 17 differ from the first embodiment in particular in that the second part 54b of the spar 54 comprises at least one delinking of its fibers over at least part of its length.
  • Figures 12 to 14 illustrate another alternative embodiment which differs from the first embodiment in that the first part 54a of the spar 54 further comprises at least one wall 66 dividing the cavity 56.
  • This wall 66 extends between the wings 62a, 62b and at a distance from the wings, substantially parallel to these wings.
  • the wall 66 is inserted into a detachment of the second part 54b of the spar 54.
  • the wall 66 has a height H1 along the wedging axis A, which represents between 30 and 60% of a height H2 of the wings 62a, 62b along this axis A.
  • This wall 66 has a dimension L3 measured along a chord of the blade 14, which represents 80 and 120% of the dimension L1.
  • the wings 62a, 62b and the wall 66 can have the same dimension measured in this way.
  • the wall 66 may have a thickness E3 which varies along the wedging axis A and which is for example maximum on the side of the foot 14.
  • the wall 66 may have a constant thickness E4 along a chord of the blade.
  • the cavity 56 opens towards the leading and trailing edges 12c, 12d.
  • the second part 54b has a constant thickness along the setting axis A before introduction into the cavity 56, it can also be inserted from above.
  • the retention of the blade 12 by the root 14 operates as follows:
  • the variant embodiment of figure 15 differs from the previous embodiment in that the first part 54a of the spar 54 comprises two partitions 64a, 64b which are located respectively on the side of the leading edge 12c and the trailing edge 12d of the blade 12.
  • partitions 64a, 64b which extend between the wings 62a, 62b and connect them together, are also connected to the wall 66, and close the two opposite ends of the cavity 56 located respectively on the side of the leading edge 12c and the trailing edge 12d of the blade 12.
  • the second part 54b of the preform 54 can be inserted through the top of the cavity 56, it is therefore possible to have a non-opening cavity on the side of the leading and trailing edges 12c, 12d.
  • the retention of the blade 12 by the root 12 works in the following way:
  • Figures 16 and 17 illustrate another alternative embodiment which differs from the first embodiment in that the first part 54a of the spar 54 further comprises at least one wall 68 dividing the cavity 56. This wall 68 extends from one wing 62a to the other wing 62b while being connected to these wings 62a, 62b.
  • the wall 68 is inserted into a detachment of the second part 54b of the spar 54.
  • the wall 68 has a height H1 along the wedging axis A, which represents between 30 and 60% of a height H2 of the wings 62a, 62b along this axis A.
  • the wall 68 may have a thickness E3 which varies along the wedging axis A and which is for example maximum on the side of the foot 14.
  • the wall 66 may have a constant thickness E4 between the intrados and the extrados of the blade 12.
  • the first part 54a of the spar 54 further comprises two partitions 64a, 64b which are located respectively on the side of the leading edge 12c and the trailing edge 12d of the blade 12.
  • partitions 64a, 64b extend between the wings 62a, 62b and connect them together to close the two opposite ends of the cavity 56 located respectively on the side of the leading edge 12c and the trailing edge 12d of the blade 12.
  • the partitions 64a, 64b and the wall 68 are substantially parallel.
  • the variant embodiments of figures 18 and 19 differ from the first embodiment in particular in that the second part 54b of the spar 54 comprises at least one delinking 70 of its fibers over at least part of its length.
  • the first part 54a of the spar 54 comprises at least one projection 72 engaged in the second part 54b of the spar 52 at this separation 70.
  • the second part 54b of the spar 54 comprises a first separation 70 located on the leading edge side of the blade 12 and in which a first projection 72 of the first part 54a of the spar 54 is engaged, and a second separation 70 located on the trailing edge side of the blade 12 and in which a second projection 72 of the first part 54a of the spar 54 is engaged.
  • the projections 72 are substantially pointed.
  • the first part 54b of the preform 54 has a general H or X shape in cross section.
  • the cavity 56 also has a similar general shape in cross section.
  • the second part 54b of the spar 54 is connected to the skins 52b1, 52b2 by fiber webs 74. These fiber webs 74 can extend over all or part of the length of the second part 54b, along the wedging axis A.
  • the embodiment variant of Figure 20 differs, for example, from the variant of Figures 16 and 17 in that the dividing wall 68 is replaced by a bar 76.
  • the bar 76 extends from one wing 62a to the other wing 62b, being connected to these wings 62a, 62b.
  • the bar 76 is located at a distance from the bottom of the cavity 56 and may have a circular or oval shape in section as illustrated in the drawing.
  • the bar 76 passes through an arrangement of complementary shape to the end 54b1 of the second part 54b of the spar 54, this arrangement being for example an orifice.
  • the embodiment variant of Figure 21 differs from the variant of Figures 16 and 17 in that the body 50 is formed from at least two parts 50a, 50b.
  • a first part 50a of the body 50 comprises the foot 14, Péchasse 30, one of the wings 62a, and also the wall 66.
  • a second part 50b of the body 50 comprises the other wing 62b and is fixed to the first part by any suitable means or technique such as for example by welding.
  • a layer of glue may be provided at the interface between parts 54a, 54b of the spar to reinforce the adhesion properties if those provided by the polymer matrix are not sufficient,
  • the blade may be devoid of foam and comprises skins 52b1, 52b2 of greater thickness occupying the volume of the foams,
  • the present invention also relates to a method for manufacturing the blade 10 according to the invention, this method comprising the following steps: a) weaving fibers in three dimensions to form the preform 52, and decoupling a part of the preform 52 to form the second part 54b of the spar 54, b) compacting the second part 54b of the spar 54, c) engaging the second part 54b of the spar 54 in the cavity 56 of the first part 54a of the spar 54, d) compacting the assembly formed by the preform 52 and the body 50, e) RTM type consolidation of the assembly in a mold.
  • RTM (Resin Transfer Molding) consolidation is well known to those skilled in the art and will not be described in detail.
  • the method may further comprise one or more of the following steps: water jet cutting of contours of the preform, insertion of the foam(s) 58, 60 between the skins of the preform 52, bonding of a shield 20 on the leading edge 12c, machining, coating of the intrados 12a and the extrados 12b with a layer of PU (polyurethane), bonding of a heating mat and/or anti-wear strips on the foot 14, etc.
  • PU polyurethane
  • the present invention has many advantages, including:
  • the preform skins are less structural since they only have to reconstitute the aerodynamic profile in areas less loaded in terms of pressure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)

Abstract

Aube (10) à calage variable pour une hélice de turbomachine d'aéronef, comportant une pale (12) reliée par une échasse (30) à un pied (14) qui est centré sur un axe (A) de calage de l'aube, l'aube (10) étant réalisée en matériau composite à partir d'au moins un corps métallique (50) et d'une préforme fibreuse (52) obtenue par tissage de fibres en trois dimensions et noyée dans une matrice polymérique qui assure la solidarisation de la préforme (52) avec le corps métallique (50), le corps métallique (50) formant au moins le pied (14) et l'échasse (30), et la préforme fibreuse (52) formant au moins la pale (12) qui comprend un intrados (12a) et un extrados (12b) reliés entre eux par des bords d'attaque (12c) et de fuite (12d) de la pale (12).

Description

DESCRIPTION
TITRE : AUBE A CALAGE VARIABLE POUR UNE HELICE DE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef et en particulier des hélices propulsives de ces turbomachines qui comportent des aubes à calage variable.
Arrière-plan technique
L’état de l’art comprend notamment les documents FR-A1 -3 017 163, FRAI -3 080 322, FR-A1 -3 112 819, FR-A1 -3 121 474, US-A-4,524,499, FRAI -3 120 249, US-A1 -2023/0801843 et W0-A1 -2023/031522.
La recherche de la minimisation des émissions polluantes liées au transport aérien passe notamment par la voie de l’amélioration de toutes les efficacités des systèmes de propulsion à turbomachines, et plus particulièrement du rendement propulsif qui caractérise l’efficacité avec laquelle l’énergie qui est communiquée à l’air qui traverse le moteur est convertie en effort de poussée utile.
Les éléments influençant au premier ordre ce rendement propulsif sont ceux liés aux parties basse pression du système propulsif, qui contribuent de manière immédiate à la génération de la poussée : turbine basse pression, système de transmission basse pression, soufflante et flux secondaire guidant l’écoulement de ce dernier. Le principe directeur connu permettant d’améliorer le rendement propulsif consiste à diminuer le taux de compression de la soufflante, diminuant par là-même la vitesse d’écoulement en sortie du moteur et les pertes par énergie cinétique qui lui sont liées.
L’une des principales conséquences de cette diminution de vitesse d’écoulement en sortie du moteur est qu’il est nécessaire de faire traiter à la partie basse pression (flux secondaire) un débit massique d’air plus important afin d’assurer un niveau de poussée donnée, fixé par les caractéristiques de l’aéronef : ceci conduit donc à l’augmentation du taux de dilution du moteur. Le taux de dilution, ou BPR (ByPass Ratio, en anglais) est défini comme le rapport entre le débit massique passant dans le flux secondaire (flux froid), et le débit massique passant dans le flux primaire (flux chaud) et alimentant notamment la chambre de combustion.
Cette augmentation de débit secondaire a pour effet direct de nécessiter l’augmentation du diamètre de la soufflante, et par conséquent des dimensions externes du carter de rétention l’entourant, ainsi que de la nacelle constituant l’enveloppe aérodynamique du carter en question. Pour viser des taux de dilutions élevés, le carter devenant trop grand et trop lourd, (et générant une trainée de captation importante), ce dernier est retiré pour passer sur des configurations à hélices non-carénées. Plusieurs concepts de turbomachines non-carénées seraient envisageables, telle que l’architecture type Unducted Single Fan (USF) : turbomachine non-carénée avec (au moins) une roue d’hélice amont à calage variable (ou « Open Fan ») et une roue de redresseur aval (stator) à calage fixe ou variable.
Le domaine technique de la présente invention se place dans le cadre des aubes d’hélice ou de soufflante, tournantes (rotor), carénées ou non carénées et à calage variable, avec comme application potentielle l’industrie de la propulsion aéronautique. D’autres exemples d’architectures particulièrement concernées : Contra-Rotating Open Rotor (CROR) et turbopropulseur.
Sur les architectures non carénées (USF, CROR et turbopropulseur), une excitation vibratoire intense survient à des régimes de rotation élevés à cause des effets d’installation du moteur sur l’aéronef et de la direction de l’écoulement infini amont. En effet, un moteur non caréné subit l’influence du sol et du fuselage ce qui provoque une distorsion dans l’alimentation de l’hélice, en vitesse d’écoulement, selon les azimuts moteur. Cela entraîne une réponse vibratoire des aubes de l’hélice sur les premiers ordres moteurs « 1 N », « 2N » et « 3N » (éventuellement plus).
D’autre part, en l’absence de manche d’entrée d’air, la direction de l’air qui s’écoule à travers les aubes n’est pas parallèle à l’axe moteur. Cet angle de dérapage entraine des efforts dits « 1 P » (one-per-rev ou 1/rev en anglais) qui provoquent une réponse vibratoire des aubes d’hélice sur l’ordre moteur « 1 N ». De façon similaire, ces efforts « 1 P » peuvent également apparaître lors des phases de montées ou d’approche de l’aéronef car l’air s’écoule à travers les pales avec un angle d’incidence. Ces excitations vibratoires à régime de rotation élevées génèrent un cyclage en contrainte très important sur l’ensemble de l’aube. En particulier, la partie du pied d’aube située entre le moyeu et la veine, appelée aussi « échasse », est une zone chargée et critique de par sa fonction de rétention de la pale.
La présente invention a ainsi pour objet de proposer un aube dont le pied est capable de tenir les charges « 1 P » tout en limitant au maximum la masse de l’aube.
Résumé de l'invention
L’invention propose une aube à calage variable pour une hélice de turbomachine d’aéronef, cette aube comportant une pale reliée par une échasse à un pied qui est centré sur un axe de calage de l’aube, l’aube étant réalisée en matériau composite à partir d’au moins un corps métallique et d’une préforme fibreuse obtenue par tissage de fibres en trois dimensions et noyée dans une matrice polymérique qui assure la solidarisation de la préforme avec le corps métallique, le corps métallique formant au moins le pied et Péchasse, et la préforme fibreuse formant au moins la pale qui comprend un intrados et un extrados reliés entre eux par des bords d’attaque et de fuite de la pale, caractérisée en ce que le corps métallique forme également une première partie d’un longeron qui s’étend à l’intérieur de la pale le long de l’axe de calage, le longeron comportant une seconde partie qui est formée par la préforme et qui s’étend à l’intérieur de la pale le long de l’axe de calage, la seconde partie du longeron ayant une extrémité longitudinale située du côté du pied qui est engagée dans une cavité de la première partie du longeron.
La solution proposée consiste à réaliser une pale en composite tissé 3D et un pied métallique. La particularité de ce concept réside dans le fait que le pied et Péchasse de l’aube sont en matériau métallique sous la veine aérodynamique. Par ailleurs, une autre particularité réside dans la constitution du longeron situé à l’intérieur de la pale. La rétention de la pale composite par le corps métallique est réalisée à l’intérieur de la pale, par engagement d’une partie de la préforme dans une partie du corps métallique, et non par effet de coin sur l’extérieur du pied. Ce mode de réalisation permet de proposer un mode de rétention alternatif de la pale composite par le pied métallique. Ce mode de rétention fait apparaitre une partie de la pale composite qui joue le rôle de longeron car elle fait transiter les efforts vers le pied métallique. Par conséquent, les peaux composites de la préforme, proches des surfaces aérodynamiques (intrados et extrados) de la pale, sont moins structurales puisqu’elles doivent uniquement reconstituer le profil aérodynamique dans des zones moins chargées en termes de pression.
Le longeron de l’aube selon l’invention comprend ainsi deux parties et en particulier deux matériaux, contrairement à la technique antérieure. Une premier partie métallique est formée par le corps et est formée d’une seule pièce avec le pied et Péchasse ou est solidaire du pied et de Péchasse. Une seconde partie composite est formée par la préforme et est formée d’une seule pièce avec le reste de la préforme ou est solidaire du reste de la préforme. L’ensemble (corps et préforme) est en outre rendu solidaire grâce à la matrice polymérique, par exemple par un procédé RTM ou équivalent.
L’aube selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres :
- la préforme comprend au moins une déliaison de ses fibres permettant de définir : + une portion supérieure de la pale dans laquelle les fibres sont solidaires les unes des autres sur toute une épaisseur de la pale,
+ une portion inférieure de la pale qui est reliée à la portion supérieure et qui comprend deux peaux superposées situées respectivement du côté de l’intrados et de l’extrados de la pale, les fibres de chacune des peaux étant solidaires les unes des autres sur toute une épaisseur de cette peau, et
+ la seconde partie du longeron qui est intercalée entre les deux peaux de la portion inférieure et qui comprend une extrémité longitudinale opposée au pied qui est reliée à la portion supérieure, la première partie du longeron étant intercalée entre les deux peaux ;
- l’aube est réalisée en outre à partir d’au moins un bloc de mousse qui est situé à l’intérieur de la pale ;
- un premier bloc de mousse est intercalé entre les peaux, entre la seconde partie du longeron et le bord d’attaque de la pale, et un second bloc de mousse est intercalé entre les peaux, entre la seconde partie du longeron et le bord de fuite de la pale ;
- la première partie du longeron a une dimension mesurée le long d’un corde de la pale, qui représente 80 et 120% d’une dimension de la seconde partie du longeron mesurée de la même façon ;
- la première partie du longeron comprend deux ailes, qui sont situées respectivement du côté de l’intrados et de l’extrados de la pale, et qui définissent entre elles ladite cavité qui débouche en direction de l’axe de calage du côté de ladite seconde partie du longeron pour former une ouverture de réception de cette seconde partie ;
- la cavité débouche à ses deux extrémités opposées situées respectivement du côté du bord d’attaque et du bord de fuite de la pale ;
- la première partie du longeron comprend deux cloisons qui sont situées respectivement du côté du bord d’attaque et du bord de fuite de la pale, ces cloisons s’étendant entre les ailes et les reliant entre elles de sorte à fermer les deux extrémités opposées de la cavité situées respectivement du côté du bord d’attaque et du bord de fuite de la pale ; - l’ouverture de réception est délimitée par deux bords longitudinaux des ailes, qui sont effilés ;
- les ailes ont :
+ des épaisseurs constantes sur au moins 50, voire 80%, de leur hauteur le long dudit axe de calage, ou
+ des épaisseurs qui varient le long dudit axe de calage et qui sont par exemple maximales du côté du pied ou à mi-hauteur des ailes ;
- les ailes ont :
+ des épaisseurs constantes sur au moins 50, voire 80%, de leur longueur le long d’une corde de la pale, ou
+ des épaisseurs qui varient le long d’une corde de la pale et qui sont par exemple maximales au milieu des ailes ;
- les ailes :
+ sont rectilignes et parallèles, ou
+ sont incurvées avec des concavités orientées l’une vers l’autre,
+ présentent des premiers bossages orientés l’un vers l’autre et des seconds bossages orientés respectivement du côté de l’intrados et de l’extrados de la pale ;
- la première partie du longeron comprend en outre au moins une paroi de division de ladite cavité, cette paroi s’étendant entre les ailes et à distance des ailes, ou s’étendant depuis une aile jusqu’à l’autre aile en étant reliée à ces ailes ;
- la paroi a une hauteur le long de l’axe de calage, qui représente entre 30 et 60% d’une hauteur des ailes le long de cet axe ;
- la paroi est reliée auxdites cloisons ;
- le corps métallique est formé :
+ d’une seule pièce,
+ d’au moins deux pièces, dont une première pièce comportant le pied, Péchasse et l’une des ailes, et une seconde pièce comportant l’autre des ailes ; - la seconde partie du longeron comprend au moins une déliaison de ses fibres sur au moins une partie de sa longueur, la première partie du longeron comprenant au moins une saillie engagée dans la seconde partie du longeron au niveau de cette déliaison ;
- la seconde partie du longeron est reliée aux peaux par des voiles de fibres.
La présente invention concerne également une turbomachine, en particulier d’aéronef, en particulier d’aéronef, comportant une hélice comprenant au moins une aube telle que décrite ci-dessus.
La présente invention concerne enfin un procédé de fabrication d’une aube telle que décrite ci-dessus, dans lequel il comprend les étapes de : a) tissage de fibres en trois dimensions pour former la préforme, et déliaison d’une partie de la préforme pour former la seconde partie du longeron, b) compaction de la seconde partie du longeron, c) engagement de la seconde partie du longeron dans la cavité de la première partie du longeron, d) compaction de l’ensemble formé par la préforme et le corps, e) consolidation du type RTM de l’ensemble dans un moule, comprenant par exemple une imprégntion de la préforme par une résine dans le moule.
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 :
[Fig.1 ] la figure 1 est une vue schématique en perspective d’une aube à calage variable pour une hélice de turbomachine d’aéronef,
[Fig.2] la figure 2 est une vue à plus grande échelle d’une partie de la figure 1 et montre le pied de l’aube,
[Fig.3] la figure 3 est une vue schématique en coupe axiale d’un système de calage angulaire d’une aube à calage variable, [Fig.4] la figure 4 est une vue schématique en coupe d’une aube selon un premier mode de réalisation de l’invention,
[Fig.5] la figure 5 est une vue schématique partielle en coupe selon la ligne V-V de la figure 4,
[Fig.6] la figure 6 est une vue schématique en coupe selon la ligne VI-VI de la figure 4 ou 5,
[Fig.7] la figure 7 est une vue schématique similaire à celle de la figure 6 et illustrant une variante de réalisation,
[Fig.8] la figure 8 est une vue schématique similaire à celle de la figure 6 et illustrant une autre variante de réalisation,
[Fig.9] la figure 9 est une vue schématique similaire à celle de la figure 6 et illustrant une autre variante de réalisation,
[Fig.10] la figure 10 est une vue schématique similaire à celle de la figure 5 et illustrant une autre variante de réalisation,
[Fig.1 1] la figure 11 est une vue schématique similaire à celle de la figure 5 et illustrant une autre variante de réalisation,
[Fig.12] la figure 12 est une vue schématique en coupe d’une aube selon un autre mode de réalisation de l’invention,
[Fig.13] la figure 13 est une vue schématique en coupe selon la ligne XIII-
XIII de la figure 12,
[Fig.14] la figure 14 est une vue schématique partielle en coupe selon la ligne XIV-XIV de la figure 12,
[Fig .15] la figure 15 est une vue schématique similaire à celle de la figure 13 et illustrant une autre variante de réalisation,
[Fig.16] la figure 16 est une vue schématique en coupe d’une aube selon un autre mode de réalisation de l’invention,
[Fig.17] la figure 17 est une vue schématique en coupe selon la ligne XVII-
XVII de la figure 16,
[Fig .18] la figure 18 est une vue schématique similaire à celle de la figure 17 et illustrant une autre variante de réalisation, [Fig .19] la figure 19 est une vue schématique similaire à celle de la figure 17 et illustrant une autre variante de réalisation,
[Fig.20] la figure 20 est une vue schématique en coupe d’une aube selon un autre mode de réalisation de l’invention, et
[Fig.21] la figure 21 est une vue schématique similaire à celle de la figure 5 et illustrant une autre variante de réalisation.
Description détaillée de l'invention
La figure 1 montre une aube 10 à calage variable pour une hélice d’une turbomachine d’aéronef, cette hélice étant carénée ou non carénée.
L’aube 10 comprend une pale 12 reliée à un pied 14.
La pale 12 a un profil aérodynamique et comprend un intrados 12a et un extrados 12b qui sont reliés par un bord amont d’attaque 12c et par un bord aval de fuite 12d, les termes amont et aval faisant référence à l’écoulement des gaz autour de la pale en fonctionnement.
La pale 12 a une extrémité supérieure qui est libre, appelée sommet, et une extrémité inférieure qui est reliée au pied 14.
Dans l’exemple représenté, l’aube 10 est réalisée en matériau composite par un procédé d’injection appelé procédé RTM (acronyme de l’anglais Resin Transfer Molding). Ce procédé consiste à préparer une préforme fibreuse 18 par tissage en trois dimensions puis à disposer cette préforme dans un moule et d’y injecter une résine polymérisable telle qu’une résine époxy, qui va imprégner la préforme. Après polymérisation et durcissement de la pale 12, son bord d’attaque 12c est en général renforcé par un bouclier métallique 20 rapporté et fixé, par exemple par collage.
L’aube 10 comprend ici un longeron 22 qui comprend une partie formant une âme de la pale 12 et qui est destinée à être insérée dans la préforme 18 avant l’injection de résine, et une partie qui s’étend du côté opposé au sommet de la pale 12 pour former une partie du pied 14, appelé corps 24.
Le longeron 22 est en général en matériau composite à matrice organique époxy renforcée par fibres de carbone tissées 3D avec la direction chaîne majoritairement orientée radialement et la trame majoritairement orientée selon la corde de la pale à hauteur de veine aérodynamique. Cependant, le longeron peut également être un assemblage plus avantageux mécaniquement de différents matériaux composites à matrice organique (thermodurcissable, thermoplastique ou élastomère) renforcés par fibres longues (carbone, verre, aramide, polypropylène) selon plusieurs arrangements fibreux (tissé, tressé, tricoté, unidirectionnel).
Bien que cela ne soit pas représenté, la pale 12 peut être creuse ou pleine et comprend une cavité interne remplie avec un matériau de remplissage du type mousse ou nid d’abeille. Ce matériau de remplissage est installé autour du longeron 22 et il est recouvert d’une peau en matériau composite à matrice organique pour augmenter la résistance de la pale à l’impact.
Le bouclier 20 peut être titane ou alliage de titane, inox, acier, aluminium, nickel, etc. L’intrados 12a voire l’extrados 12b de la pale 12 peut être recouvert d’un film polyuréthane pour la protection à l’érosion.
On désigne par A, l’axe d’allongement de l’aube 10 et de la pale 12 et en particulier l’axe de calage de l’aube 10, c’est-à-dire l’axe autour duquel la position angulaire de l’aube est ajustée. C’est en général aussi un axe radial qui s’étend donc suivant un rayon par rapport à l’axe de rotation de l’hélice équipée de cette aube.
Le corps 24 du pied 14 a une forme particulière mieux visible à la figure 2.
Le corps 24 comprend pour l’essentiel trois parties à savoir :
- une extrémité libre 28 située du côté opposé à la pale 12,
- une échasse 30 située du côté de la pale 12, et
- un bulbe 32 situé entre l’extrémité libre 28 et Péchasse 30.
L’extrémité libre 28 a une forme générale parallélépipédique dans l’exemple représenté. Cette extrémité 28 est de préférence désaxée ou décalée par rapport à l’axe A pour réaliser un détrompage ou indexage.
L’échasse 30 peut avoir une forme relativement complexe et peut être considérée comme comportant : - deux flancs latéraux 30a, 30b, situés respectivement du côté de l’intrados 12a et de l’extrados 12b de la pale 12, qui convergent l’un vers l’autre le long de l’axe A et en direction du sommet de la pale 12, et
- deux bords, respectivement amont 30c et aval 30d, qui au contraire divergent l’un de l’autre le long de l’axe A et en direction du sommet de la pale 12.
Le bulbe 32 a une forme générale renflée ou bombée, ce renflement ou bombement s’étendant tout autour de l’axe A.
Le bulbe 32 présente deux portées périphériques, respectivement inférieure 32a et supérieure 32b, qui s’étendent autour de l’axe A. Dans l’exemple représenté, du fait de la forme du bulbe, la portée inférieure 32a est orientée vers le bas (c’est-à-dire du côté opposé à la pale 12) et radialement vers l’extérieur par rapport à l’axe A, et la portée supérieure 32b est orientée vers le haut (c’est-à-dire du côté de la pale 12) et radialement vers l’extérieur par rapport à l’axe A.
La figure 3 montre un exemple de système 34 de calage angulaire de l’aube 10. Le système 34 comprend pour l’essentiel un bol 36, une bague 38, des butées 40 et un écrou 42, a été décrit dans le détail dans la demande antérieure W0-A1 -2023/031522.
La présente invention propose une nouvelle conception d’aube 10 à calage variable pour une hélice de turbomachine d’aéronef, dont un premier mode de réalisation est illustré aux figures 4 à 6.
Cette aube 10 comporte une pale 12 reliée par une échasse 30 à un pied 14 qui est centré sur un axe A de calage de l’aube. L’aube 10 est réalisée en matériau composite à partir d’au moins un corps métallique 50 et d’une préforme fibreuse 52 obtenue par tissage de fibres en trois dimensions et noyée dans une matrice polymérique qui assure la solidarisation de la préforme 52 avec le corps métallique 50. Le corps métallique 50 forme au moins le pied 14 et Péchasse 30 de l’aube 10. Ce corps 50 peut être formé d’une seule pièce. La préforme fibreuse 52 forme au moins la pale 12. La particularité de l’invention vient du fait que le corps métallique 50 forme également une première partie 54a d’un longeron 54 qui s’étend à l’intérieur de la pale 12 le long de l’axe de calage A, le longeron 54 comportant une seconde partie 54b qui est formée par la préforme 52 et qui s’étend à l’intérieur de la pale 12 le long de l’axe de calage A. Par ailleurs, la seconde partie 54b du longeron 54 a une extrémité longitudinale 54b1 située du côté du pied 14 qui est engagée dans une cavité 56 de la première partie 54a du longeron 54.
Les figures 4 et suivantes illustrent plusieurs variantes de réalisation de cette aube 10. Dans ces figures, le repère orthonormé XYZ comprend un axe X qui est parallèle à un axe de rotation de cette aube et de l’hélice portant cette aube (et qui s’étend par exemple le long d’une corde de l’aube 10), un axe Z qui s’étend parallèlement à l’axe de calage A, et un axe Y qui est transversal et perpendiculaire aux axes X et Z.
Les éléments en commun de ces aubes 10 portent les mêmes références et utilisent des références déjà utilisées dans ce qui précède dans la mesure où ces éléments sont communs à l’aube 10 des figures 1 à 3 et ont déjà été décrits dans ce qui précède.
De manière avantageuse, la préforme 52 comprend au moins une déliaison de ses fibres permettant de définir :
- une portion supérieure 52a de la pale 12 dans laquelle les fibres sont solidaires les unes des autres sur toute une épaisseur de la pale 12,
- une portion inférieure 52b de la pale qui est reliée à la portion supérieure 52a et qui comprend deux peaux 52b1 , 52b2 superposées situées respectivement du côté de l’intrados 12a et de l’extrados 12b de la pale 12, les fibres de chacune des peaux 52b1 , 52b2 étant solidaires les unes des autres sur toute une épaisseur E0 de cette peau (figure 5), et
- la seconde partie 54b du longeron 54 qui est intercalée entre les deux peaux 52b1 , 52b2 de la portion inférieure 52b et qui comprend une extrémité longitudinale 54b2 opposée au pied 14 qui est reliée à la portion supérieure 52a, la première partie 54a du longeron 54 étant intercalée entre les deux peaux 52b1 , 52b2.
Avantageusement, la seconde partie 54b du longeron 54 est plus raide le long de l’axe A que les peaux 52b1 , 52b2 pour éviter de faire passer de l’effort dans ces dernières lors de la flexion de l’aube 10 ou des efforts centrifuges. Par contre, le longeron 54 peut être moins raide que les peaux 52b1 , 52b2 le long d’une corde de la pale 12. Cela peut être obtenu par exemple en jouant sur le ratio chaine/trame de la préforme 52 ou sur la nature des fibres. Pour rappel, dans la préforme 52, les trames (ou fils de trame) de la préforme 52 sont « horizontales » (dans le sens d’une corde de la pale), et ses chaînes (ou fils de chaine) sont « verticales » (dans le sens de l’axe A).
La séparation entre les peaux 52b1 , 52b2 et le longeron 54 en dehors de la cavité 56 se fait donc de préférence uniquement par la transition de raideur matériau. Il n’existe alors pas d’interface inter-laminaire entre peaux 52b1 , 52b2 et longeron 54.
L’aube 10 peut en outre comprendre au moins un bloc de mousse 58, 60 qui est situé à l’intérieur de la pale 12.
Un premier bloc de mousse 58 peut être intercalé entre les peaux 52b1 , 52b2, entre la seconde partie 54b du longeron 54 et le bord d’attaque 12c de la pale 12, et un second bloc de mousse 60 peut être intercalé entre les peaux 52b1 , 52b2, entre la seconde partie 54b du longeron 54 et le bord de fuite 12d de la pale 12.
La première partie 54a du longeron 54 peut avoir une dimension L1 mesurée le long d’un corde de la pale 14, qui représente 80 et 120% d’une dimension L2 de la seconde partie 54b du longeron 54 mesurée de la même façon (figure 4).
La figure 4 est une coupe passant par des lignes de squelette de la pale et à mi-distance entre les surfaces intrados et extrados de la pale.
La première partie 54a du longeron 54 peut comprendre deux ailes 62a, 62b, qui sont situées respectivement du côté de l’intrados 12a et de l’extrados 12b de la pale 12, et qui définissent entre elles la cavité 56 qui débouche en direction de l’axe de calage A du côté de la seconde partie 54b du longeron 54 pour former une ouverture de réception de cette seconde partie 54b.
Cette ouverture de réception est délimitée par deux bords longitudinaux 62a1 , 62b1 des ailes 62a, 62b, qui peuvent être effilés comme illustré dans les dessins.
Dans le mode de réalisation des figures 4 à 6, la cavité 56 débouche à ses deux extrémités opposées situées respectivement du côté du bord d’attaque 12c et du bord de fuite 12d de la pale 12.
Cette configuration permet d’insérer la seconde partie 54b du longeron 54 par brochage dans la première partie 54a du longeron 54. Dans ce cas, la rétention de la pale 12 par le pied 14 fonctionne de la façon suivante :
- reprise de l’effort Fy et des moments Mx et Mz par complémentarité de forme,
- reprise des efforts Fx, Fz et des moments My par l’interface d’adhésion entre les parties 54a, 54b du longeron 54.
X étant orienté selon l’axe moteur, Z étant orienté selon l’axe de changement de calage de la pale et Y étant le produit vectoriel de X et Z.
Les ailes 62a, 62b ont des épaisseurs E1 qui varient le long de l’axe de calage A et qui sont par exemple maximales du côté du pied 14 (figure 5).
Les ailes 62a, 62b ont des épaisseurs E2 qui varient le long d’une corde de la pale 12 et qui sont par exemple maximales au milieu des ailes (figure 6).
Les ailes 62a, 62b sont sensiblement rectilignes et parallèles. Elles présentent des bossages orientés respectivement du côté de l’intrados 12a et de l’extrados 12b de la pale 12.
La variante de réalisation de la figure 7 diffère du précédent mode de réalisation en ce que la première partie 54a du longeron 54 comprend deux cloisons 64a, 64b qui sont situées respectivement du côté du bord d’attaque 12c et du bord de fuite 12d de la pale 12. Ces cloisons 64a, 64b s’étendent entre les ailes 62a, 62b et les relient entre elles de sorte à fermer les deux extrémités opposées de la cavité 56 situées respectivement du côté du bord d’attaque 12c et du bord de fuite 12d de la pale 12.
Dans cette variante, la rétention de la pale 12 par le pied 14 fonctionne de la façon suivante :
- reprise des efforts Fx, Fy et des moments Mx, My, Mz par complémentarité de formes,
- reprise de l’effort Fz par l’interface d’adhésion entre les parties du longeron.
La variante de réalisation de la figure 8 diffère du premier mode de réalisation en ce que les ailes 62a, 62b sont incurvées avec des concavités orientées l’une vers l’autre. Les ailes 62a, 62b ont des épaisseurs E2 constantes sur au moins 50, voire 80%, de leur longueur le long d’une corde de la pale 12. Dans cette variante, la cavité 56 vers les bords d’attaque et de fuite 12c, 12d. Cependant, la seconde partie 54b du longeron 54 est insérée par le haut dans la cavité 56. Dans ce cas, la rétention de la pale 12 par le pied 14 fonctionne de la façon suivante :
- reprise des efforts Fx, Fy et des moments Mx, My et Mz par complémentarité de formes,
- reprise de l’effort Fz par l’interface d’adhésion entre les parties du longeron.
La variante de réalisation de la figure 9 diffère du premier mode de réalisation en ce que les ailes 62a, 62b présentent des premiers bossages orientés l’un vers l’autre et des seconds bossages orientés respectivement du côté de l’intrados et de l’extrados de la pale. Les ailes 62a, 62b ont des épaisseurs qui varient le long d’une corde de la pale et qui sont par exemple maximales au milieu des ailes.
La variante de réalisation de la figure 10 diffère du premier mode de réalisation en ce que les ailes 62a, 62b ont des épaisseurs E1 qui varient le long de l’axe de calage A et qui sont maximales à mi-hauteur des ailes. Dans cette variante, la cavité 56 est débouchante vers les bords d’attaque et de fuite 12c, 12d. Cela permet d’insérer la seconde partie 54b du longeron 54 par brochage (par le côté) dans la cavité 56, sans nécessité forcément de compaction de cette partie 54b. Dans ce cas, la rétention de la pale 12 par le pied 14 fonctionne de la façon suivante :
- reprise des efforts Fy, Fz et des moments Mx, My, Mz par complémentarité de forme.
- reprise des efforts Fx par l’interface d’adhésion entre les parties du longeron.
La variante de réalisation de la figure 11 diffère du premier mode de réalisation en ce que les ailes 62a, 62b ont des épaisseurs constantes sur au moins 50, voire 80%, de leur hauteur le long de l’axe de calage.
Les variantes de réalisation des figures 12 à 17 diffèrent du premier mode de réalisation notamment en ce que la seconde partie 54b du longeron 54 comprend au moins une déliaison de ses fibres sur au moins une partie de sa longueur.
Les figures 12 à 14 illustrent une autre variante de réalisation qui diffère du premier mode de réalisation en ce que la première partie 54a du longeron 54 comprend en outre au moins une paroi 66 de division de la cavité 56.
Cette paroi 66 s’étend entre les ailes 62a, 62b et à distance des ailes, sensiblement parallèlement à ces ailes.
La paroi 66 est insérée dans une déliaison de la seconde partie 54b du longeron 54.
La paroi 66 a une hauteur H1 le long de l’axe de calage A, qui représente entre 30 et 60% d’une hauteur H2 des ailes 62a, 62b le long de cet axe A.
Cette paroi 66 a une dimension L3 mesurée le long d’une corde de la pale 14, qui représente 80 et 120% de la dimension L1. Autrement dit, les ailes 62a, 62b et la paroi 66 peuvent avoir une même dimension mesurée de cette façon.
La paroi 66 peut avoir une épaisseur E3 qui varie le long de l’axe de calage A et qui est par exemple maximale du côté du pied 14. La paroi 66 peut avoir une épaisseur E4 constante le long d’une corde de la pale.
Dans cette variante, la cavité 56 est débouchante vers les bords d’attaque et de fuite 12c, 12d. Cela permet d’insérer la seconde partie 54b du longeron 54 par brochage dans la cavité 56 de la première partie 54a. Toutefois, la seconde partie 54b ayant une épaisseur constante le long de l’axe de calage A avant introduction dans la cavité 56, elle peut s’insérer également par le haut. La rétention de la pale 12 par le pied 14 fonctionne de la façon suivante :
- reprise des efforts Fy, Fz et des moments Mx, My, Mz par complémentarité de forme.
- reprise des efforts Fx par l’interface d’adhésion entre les parties du longeron car l’épaisseur est constante dans le sens corde.
La variante de réalisation de la figure 15 diffère du précédent mode de réalisation en ce que la première partie 54a du longeron 54 comprend deux cloisons 64a, 64b qui sont situées respectivement du côté du bord d’attaque 12c et du bord de fuite 12d de la pale 12.
Ces cloisons 64a, 64b qui s’étendent entre les ailes 62a, 62b et les relient entre elles, sont également reliées à la paroi 66, et ferment les deux extrémités opposées de la cavité 56 situées respectivement du côté du bord d’attaque 12c et du bord de fuite 12d de la pale 12.
Dans cette variante, la seconde partie 54b de la préforme 54 peut s’insérer par le haut de la cavité 56, il est donc possible d’avoir une cavité non débouchante du côté des bords d’attaque et de fuite 12c, 12d. La rétention de la pale 12 par le pied 12 fonctionne de la façon suivante :
- reprise des efforts Fx, Fy, Fz et des moments Mx, My, Mz par complémentarité de forme.
Les figures 16 et 17 illustrent une autre variante de réalisation qui diffère du premier mode de réalisation en ce que la première partie 54a du longeron 54 comprend en outre au moins une paroi 68 de division de la cavité 56. Cette paroi 68 s’étend depuis une aile 62a jusqu’à l’autre aile 62b en étant reliée à ces ailes 62a, 62b.
La paroi 68 est insérée dans une déliaison de la seconde partie 54b du longeron 54.
La paroi 68 a une hauteur H1 le long de l’axe de calage A, qui représente entre 30 et 60% d’une hauteur H2 des ailes 62a, 62b le long de cet axe A.
La paroi 68 peut avoir une épaisseur E3 qui varie le long de l’axe de calage A et qui est par exemple maximale du côté du pied 14.
La paroi 66 peut avoir une épaisseur E4 constante entre l’intrados et l’extrados de la pale 12.
La première partie 54a du longeron 54 comprend en outre deux cloisons 64a, 64b qui sont situées respectivement du côté du bord d’attaque 12c et du bord de fuite 12d de la pale 12.
Ces cloisons 64a, 64b s’étendent entre les ailes 62a, 62b et les relient entre elles pour fermer les deux extrémités opposées de la cavité 56 situées respectivement du côté du bord d’attaque 12c et du bord de fuite 12d de la pale 12. Les cloisons 64a, 64b et la paroi 68 sont sensiblement parallèles.
Les variantes de réalisation des figures 18 et 19 diffèrent du premier mode de réalisation notamment en ce que la seconde partie 54b du longeron 54 comprend au moins une déliaison 70 de ses fibres sur au moins une partie de sa longueur.
La première partie 54a du longeron 54 comprend au moins une saillie 72 engagée dans la seconde partie 54b du longeron 52 au niveau de cette déliaison 70. Dans les exemples représentés, la seconde partie 54b du longeron 54 comprend une première déliaison 70 située du côté du bord d’attaque de la pale 12 et dans laquelle est engagée une première saillie 72 de la première partie 54a du longeron 54, et une seconde déliaison 70 située du côté du bord de fuite de la pale 12 et dans laquelle est engagée une seconde saillie 72 de la première partie 54a du longeron 54.
Les saillies 72 sont sensiblement en pointe. Dans ces figures 18, 19, on constate que la première partie 54b de la préforme 54 a en section transversale une forme générale en H ou X. La cavité 56 a également en section transversale une forme générale similaire. Par ailleurs, dans la variante de réalisation de la figure 18, la seconde partie 54b du longeron 54 est reliée aux peaux 52b1 , 52b2 par des voiles de fibres 74. Ces voiles de fibres 74 peuvent s’étendre sur toute ou partie de la longueur de la seconde partie 54b, le long de l’axe de calage A.
La variante de réalisation de la figure 20 diffère par exemple de la variante des figures 16 et 17 en ce que la paroi de division 68 est remplacée par une barre 76. La barre 76 s’étend depuis une aile 62a jusqu’à l’autre aile 62b en étant reliée à ces ailes 62a, 62b.
La barre 76 est située à distance du fond de la cavité 56 et peut avoir une forme circulaire ou ovale en section comme illustré dans le dessin.
La barre 76 traverse un aménagement de forme complémentaire de l’extrémité 54b1 de la seconde partie 54b du longeron 54, cet aménagement étant par exemple un orifice.
La variante de réalisation de la figure 21 diffère de la variante des figures 16 et 17 en ce que le corps 50 est formé d’au moins deux pièces 50a, 50b.
Une première pièce 50a du corps 50 comporte le pied 14, Péchasse 30, l’une des ailes 62a, voire également la paroi 66.
Une seconde pièce 50b du corps 50 comporte l’autre aile 62b et est fixée sur la première pièce par tout moyen ou technique approprié(e) comme par exemple par soudage.
Dans encore d’autres variantes non représentées :
- une couche de colle peut être prévue à l’interface entre les parties 54a, 54b du longeron pour renforcer les propriétés d’adhésion si celles conférées par la matrice polymérique ne suffisent pas,
- l’aube peut être dépourvue de mousse et comprend des peaux 52b1 , 52b2 de plus grand épaisseur occupant le volume des mousses,
- un espace ou jeu pourrait être prévu entre l’extrémité 54b1 du longeron
54 et le fond de la cavité 56. La présente invention concerne également un procédé de fabrication de l’aube 10 selon l’invention, ce procédé comprenant les étapes suivantes : a) tissage de fibres en trois dimensions pour former la préforme 52, et déliaison d’une partie de la préforme 52 pour former la seconde partie 54b du longeron 54, b) compaction de la seconde partie 54b du longeron 54, c) engagement de la seconde partie 54b du longeron 54 dans la cavité 56 de la première partie 54a du longeron 54, d) compaction de l’ensemble formé par la préforme 52 et le corps 50, e) consolidation du type RTM de l’ensemble dans un moule.
La consolidation RTM (Resin Transfer Molding) est bien connue de l’homme du métier et ne sera pas décrite dans le détail.
Le procédé peut en outre comprendre une ou plusieurs des étapes suivantes : découpe par jet d’eau de contours de la préforme, insertion de la ou des mousses 58, 60 entre les peaux de la préforme 52, collage d’un bouclier 20 sur le bord d’attaque 12c, usinage, revêtement de l’intrados 12a et de l’extrados 12b avec une couche de PU (polyuréthane), collage d’un tapis chauffant et/ou de bandes anti-usure sur le pied 14, etc.
La présente invention présente de nombreux avantages parmi lesquels :
- le pied de l’aube et Péchasse sont uniquement en matériau métallique,
- la rétention de la pale composite par le pied métallique est réalisée dans la cavité du pied et non par effet de coin sur l’extérieur du pied,
- une partie de la pale joue le rôle de longeron car elle fait transiter les efforts vers le pied métallique,
- les peaux de la préforme sont moins structurales puisqu’elles doivent uniquement reconstituer le profil aérodynamiques dans des zones moins chargées en termes de pression,
- etc.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aube (10) à calage variable pour une hélice de turbomachine d’aéronef, cette aube (10) comportant une pale (12) reliée par une échasse (30) à un pied (14) qui est centré sur un axe (A) de calage de l’aube, l’aube (10) étant réalisée en matériau composite à partir d’au moins un corps métallique (50) et d’une préforme fibreuse (52) obtenue par tissage de fibres en trois dimensions et noyée dans une matrice polymérique qui assure la solidarisation de la préforme (52) avec le corps métallique (50), le corps métallique (50) formant au moins le pied (14) et Péchasse (30), et la préforme fibreuse (52) formant au moins la pale (12) qui comprend un intrados (12a) et un extrados (12b) reliés entre eux par des bords d’attaque (12c) et de fuite (12d) de la pale (12), caractérisée en ce que le corps métallique (50) forme également une première partie (54a) d’un longeron (54) qui s’étend à l’intérieur de la pale (12) le long de l’axe de calage (A), le longeron (54) comportant une seconde partie (54b) qui est formée par la préforme (52) et qui s’étend à l’intérieur de la pale (12) le long de l’axe de calage (A), la seconde partie (54b) du longeron (54) ayant une extrémité longitudinale (54b1 ) située du côté du pied (14) qui est engagée dans une cavité (56) de la première partie (54a) du longeron (54).
2. Aube (10) selon la revendication 1 , dans laquelle la préforme (52) comprend au moins une déliaison de ses fibres permettant de définir :
- une portion supérieure (52a) de la pale (12) dans laquelle les fibres sont solidaires les unes des autres sur toute une épaisseur de la pale,
- une portion inférieure (52b) de la pale (12) qui est reliée à la portion supérieure (52a) et qui comprend deux peaux (52b1 , 52b2) superposées situées respectivement du côté de l’intrados (12a) et de l’extrados (12b) de la pale (12), les fibres de chacune des peaux (52b1 , 52b2) étant solidaires les unes des autres sur toute une épaisseur de cette peau (52b1 , 52b2), et
- la seconde partie (54b) du longeron (54) qui est intercalée entre les deux peaux (52b1 , 52b2) de la portion inférieure (52b) et qui comprend une extrémité longitudinale (54b1 ) opposée au pied (14) qui est reliée à la portion supérieure (52a), la première partie (54a) du longeron (54) étant intercalée entre les deux peaux (52b1 , 52b2).
3. Aube (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle elle est réalisée en outre à partir d’au moins un bloc de mousse (58, 60) qui est situé à l’intérieur de la pale (12).
4. Aube (10) selon la revendication 3 en dépendance de la revendication 2, dans laquelle un premier bloc de mousse (58) est intercalé entre les peaux (52b1 , 52b2), entre la seconde partie (54b) du longeron (54) et le bord d’attaque (12c) de la pale (12), et un second bloc de mousse (60) est intercalé entre les peaux (52b1 , 52b2), entre la seconde partie (54b) du longeron (54) et le bord de fuite (12d) de la pale (12).
5. Aube (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la première partie (54a) du longeron (54) a une dimension (L1 ) mesurée le long d’un corde de la pale (12), qui représente 80 et 120% d’une dimension (L2) de la seconde partie (54b) du longeron (54) mesurée de la même façon.
6. Aube (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la première partie (54a) du longeron (54) comprend deux ailes (62a, 62b), qui sont situées respectivement du côté de l’intrados (12a) et de l’extrados (12b) de la pale (12), et qui définissent entre elles ladite cavité (56) qui débouche en direction de l’axe de calage (A) du côté de ladite seconde partie (54b) du longeron (54) pour former une ouverture de réception de cette seconde partie (54b).
7. Aube (10) selon la revendication 6, dans laquelle la cavité (56) débouche à ses deux extrémités opposées situées respectivement du côté du bord d’attaque (12c) et du bord de fuite (12d) de la pale (12).
8. Aube (10) selon la revendication 6, dans laquelle la première partie (54a) du longeron (54) comprend deux cloisons (64a, 64b) qui sont situées respectivement du côté du bord d’attaque (12c) et du bord de fuite (12d) de la pale (12), ces cloisons (64a, 64b) s’étendant entre les ailes (62a, 62b) et les reliant entre elles de sorte à fermer les deux extrémités opposées de la cavité (56) situées respectivement du côté du bord d’attaque (12c) et du bord de fuite (12d) de la pale (12).
9. Aube (10) selon l’une des revendications 6 à 8, dans laquelle l’ouverture de réception est délimitée par deux bords longitudinaux (62a1 , 62b1 ) des ailes (62a, 62b), qui sont effilés.
10. Aube (10) selon l’une des revendications 6 à 9, dans laquelle les ailes (62a, 62b) ont :
- des épaisseurs (E1 ) constantes sur au moins 50, voire 80%, de leur hauteur le long dudit axe de calage (A), ou
- des épaisseurs (E1 ) qui varient le long dudit axe de calage (A) et qui sont par exemple maximales du côté du pied (14) ou à mi-hauteur des ailes.
11. Aube (10) selon l’une des revendications 6 à 10, dans laquelle les ailes (62a, 62b) ont :
- des épaisseurs (E2) constantes sur au moins 50, voire 80%, de leur longueur le long d’une corde de la pale (12), ou
- des épaisseurs (E2) qui varient le long d’une corde de la pale (12) et qui sont par exemple maximales au milieu des ailes (62a, 62b).
12. Aube (10) selon l’une des revendications 6 à 11 , dans laquelle les ailes (62a, 62b) :
- sont rectilignes et parallèles, ou
- sont incurvées avec des concavités orientées l’une vers l’autre,
- présentent des premiers bossages orientés l’un vers l’autre et des seconds bossages orientés respectivement du côté de l’intrados (12a) et de l’extrados (12b) de la pale (12).
13. Aube (10) selon l’une des revendications 6 à 12, dans laquelle la première partie (54a) du longeron (54) comprend en outre au moins une paroi (66, 68) de division de ladite cavité (56), cette paroi (66, 68) s’étendant entre les ailes (62a, 62b) et à distance des ailes, ou s’étendant depuis une aile jusqu’à l’autre aile en étant reliée à ces ailes.
14. Aube (10) selon la revendication 13, dans laquelle la paroi (66, 68) a une hauteur (H1 ) le long de l’axe de calage (A), qui représente entre 30 et 60% d’une hauteur (H2) des ailes (62a, 62b) le long de cet axe (A).
15. Aube (10) selon la revendication 13 ou 14, en dépendance de la revendication 8, dans laquelle la paroi (66, 68) est reliée auxdites cloisons (64a, 64b).
16. Aube (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le corps métallique (50) est formé :
- d’une seule pièce,
- d’au moins deux pièces (50a, 50b), dont une première pièce (50a) comportant le pied (14), Péchasse (30) et l’une des ailes (62a), et une seconde pièce (50b) comportant l’autre des ailes (62b).
17. Aube (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la seconde partie (54b) du longeron (54) comprend au moins une déliaison (70) de ses fibres sur au moins une partie de sa longueur, la première partie (54a) du longeron (54) comprenant au moins une saillie (72) engagée dans la seconde partie (54b) du longeron au niveau de cette déliaison (70).
18. Aube (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la seconde partie (54b) du longeron (54) est reliée aux peaux (52b1 , 52b2) par des voiles de fibres (74).
19. Turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant une hélice comprenant au moins une aube (10) selon l’une des revendications précédentes.
20. Procédé de fabrication d’une aube (10) selon l’une des revendications 1 à 18, dans lequel il comprend les étapes de : a) tissage de fibres en trois dimensions pour former la préforme (52), et déliaison d’une partie de la préforme (52) pour former la seconde partie (54b) du longeron (54), b) compaction de la seconde partie (54b) du longeron (54), c) engagement de la seconde partie (54b) du longeron (54) dans la cavité (56) de la première partie (54a) du longeron (54), d) compaction de l’ensemble formé par la préforme (52) et le corps (50), e) consolidation du type RTM de l’ensemble dans un moule.
PCT/FR2024/051362 2023-10-19 2024-10-16 Aube a calage variable pour une helice de turbomachine d'aeronef Pending WO2025083365A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2311296 2023-10-19
FR2311296A FR3154462B1 (fr) 2023-10-19 2023-10-19 Aube a calage variable pour une helice de turbomachine d’aeronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2025083365A1 true WO2025083365A1 (fr) 2025-04-24

Family

ID=89474406

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2024/051362 Pending WO2025083365A1 (fr) 2023-10-19 2024-10-16 Aube a calage variable pour une helice de turbomachine d'aeronef

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3154462B1 (fr)
WO (1) WO2025083365A1 (fr)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4524499A (en) 1981-11-16 1985-06-25 Trw Inc. Method of fabricating an aircraft propeller assembly with composite blades
FR3017163A1 (fr) 2014-02-04 2015-08-07 Snecma Dispositif pour une helice non carenee a pales a calage variable d'une turbomachine
FR3080322A1 (fr) 2018-04-20 2019-10-25 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en materiau composite et procede de fabrication associe
FR3112819A1 (fr) 2020-07-24 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
FR3120249A1 (fr) 2021-03-01 2022-09-02 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3121474A1 (fr) 2021-03-30 2022-10-07 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
WO2023031522A1 (fr) 2021-08-31 2023-03-09 Safran Aircraft Engines Système de commande du calage angulaire d'une aube d'helice pour une turbomachine d'aeronef
US20230081843A1 (en) * 2020-02-18 2023-03-16 Safran Aircraft Engines Composite blade for a turbine engine rotor

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4524499A (en) 1981-11-16 1985-06-25 Trw Inc. Method of fabricating an aircraft propeller assembly with composite blades
FR3017163A1 (fr) 2014-02-04 2015-08-07 Snecma Dispositif pour une helice non carenee a pales a calage variable d'une turbomachine
FR3080322A1 (fr) 2018-04-20 2019-10-25 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en materiau composite et procede de fabrication associe
US20230081843A1 (en) * 2020-02-18 2023-03-16 Safran Aircraft Engines Composite blade for a turbine engine rotor
FR3112819A1 (fr) 2020-07-24 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
FR3120249A1 (fr) 2021-03-01 2022-09-02 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3121474A1 (fr) 2021-03-30 2022-10-07 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
WO2023031522A1 (fr) 2021-08-31 2023-03-09 Safran Aircraft Engines Système de commande du calage angulaire d'une aube d'helice pour une turbomachine d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
FR3154462A1 (fr) 2025-04-25
FR3154462B1 (fr) 2025-09-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP4185518B1 (fr) Turbomachine d'aéronef comportant des aubes d'hélice a calage variable
EP4313574B1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
EP4301657B1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
EP4185521B1 (fr) Turbomachine d'aeronef comportant des aubes d'helice a calage variable
FR3112819A1 (fr) Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
BE1023290B1 (fr) Aube composite de compresseur de turbomachine axiale
FR3108144A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
WO2021181045A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
EP3996990B1 (fr) Aube de soufflante
FR3131731A1 (fr) Système de commande du calage angulaire d’une aube d’helice pour une turbomachine d’aeronef
FR3120650A1 (fr) Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
EP4577453B1 (fr) Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
WO2025083365A1 (fr) Aube a calage variable pour une helice de turbomachine d'aeronef
FR3112820A1 (fr) Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
EP4532319B1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
WO2026038000A1 (fr) Aube en materiau composite comprenant une structure fibreuse
WO2025062088A1 (fr) Turbomachine d'aeronef comportant des aubes d'helice a calage variable
FR3162474A1 (fr) Aube en materiau composite comprenant une structure fibreuse
FR3153326A1 (fr) Turbomachine d’aeronef comportant des aubes d’helice a calage variable
WO2025046196A1 (fr) Aube à calage variable comportant une zone de centrage et de rétention
WO2025037061A1 (fr) Aube de turbomachine monobloc
WO2024170847A1 (fr) Aube en materiau composite a calage variable pour soufflante non-carenee d'aeronef
WO2026033178A1 (fr) Aube a calage variable pour une turbomachine
FR3092270A1 (fr) Aube comprenant une structure en materiau composite et procede de fabrication associe

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 24800890

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1