Brevet FR3124422A1 — publié le 20221230

L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce composite (10’) à partir d’une préforme comprenant des fibres de renfort et deux zones adjacentes reliées entre elles par des fibres de renfort, le procédé comprenant la réalisation d’une structure composite distincte pour chaque zone, en réalisant une première structure composite (10a’) d’une première zone, puis une deuxième structure composite (10b’) d’une deuxième zone, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure à partir des fibres de la zone et de la matrice introduite, les différentes zones de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes. Figure pour l’abrégé : Fig. 1H PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PIECE EN MATERIAU COMPOSITE ET PIECE AINSI FABRIQUEE Le présent exposé concerne un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite et une pièce ainsi fabriquée. L’invention s’applique notamment aux pièces aéronautiques et spatiales, en particulier dans les turbomachines, notamment aéronautiques. En aéronautique les pièces qui sont utilisées, par exemple dans les turboréacteurs et, en particulier, les aubes de rotor, sont soumises à des contraintes opérationnelles sévères. De plus en plus de pièces aéronautiques sont réalisées dans des matériaux composites en raison du très bon compromis poids/raideur que ces matériaux permettent d’atteindre. Le choix d’un matériau composite est généralement opéré en fonction des températures d’utilisation prévues. Pour une pièce aéronautique, le choix peut par exemple porter sur l’utilisation d’un Composite à Matrice Organique (CMO), d’un Composite à Matrice Métallique (CMM) ou d’un Composite à Matrice Céramique (CMC). Toutefois, une problématique peut survenir lorsque la pièce doit être adaptée à un champ de contraintes ou de températures qui est susceptible de varier spatialement et/ou temporellement, de manière significative, lors de l’utilisation de la pièce. Pour tenir compte d’une telle adaptation, la pièce peut être réalisée en plusieurs parties qui sont adaptées chacune à un champ de contraintes/températures spécifique et qui sont ensuite assemblées pour obtenir la pièce finale. Toutefois, l’opération d’assemblage des différentes parties peut s’avérer critique, voire très complexe à mettre en œuvre et d’un coût économique relativement élevé. Au vu de ce qui précède, il serait donc utile de pouvoir réaliser de manière simple une pièce en composite dont certaines zones peuvent être soumises, lors de l’utilisation de la pièce, à des environnements spécifiques, notamment représentés par des champs de contraintes et/ou de températures spécifiques d’une zone à l’autre. L’invention a ainsi pour objet un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à partir d’une préforme comprenant des fibres de renfort et qui comporte plusieurs zones, caractérisé en ce que la préforme comporte au moins deux zones adjacentes qui sont telles qu’au moins certaines fibres de renfort de la préforme ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre, le procédé comprenant la réalisation d’une structure composite distincte pour chacune desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, en réalisant d’abord une première structure composite d’une première de ces zones, puis une deuxième structure composite d’une deuxième zone adjacente à cette première zone, et ainsi de suite pour chaque zone additionnelle adjacente éventuelle, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure composite à partir des fibres de renfort de la zone et de la matrice composite introduite, les différentes zones desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes. Ce procédé permet de fabriquer des pièces en matériau composite de manière particulièrement simple et efficace dans la mesure où la pièce ainsi fabriquée ne résulte pas de l’assemblage de plusieurs parties qui auraient été préalablement fabriquées de manière séparée. Le procédé décrit ci-dessus permet de traiter séparément (spatialement et temporellement) des zones adjacentes ou contigües (deux par deux) d’une même préforme dans la mesure où ces zones adjacentes ont en commun des fibres de renfort de la préforme qui s’étendent physiquement dans chacune de ces zones et relient une zone à l’autre. Ces fibres de renfort assurent ainsi une continuité spatiale/géométrique entre les zones traitées à l’intérieur desquelles elles s’étendent, de telle manière que la préforme est formée d’un seul tenant et non en plusieurs parties. Chacune de ces zones peut ainsi subir un traitement qui lui est propre (spécifique) afin d’y réaliser une structure en matériau composite spécifique, distincte d’une zone à l’autre. Le traitement spécifique est un traitement ou une méthode de traitement (type de matrice composite utilisée, conditions opératoires, notamment de température, de pression, propres à la réalisation d’un composite donné) qui vise à réaliser une structure composite dans une zone dite zone d’application, alors que la zone adjacente à cette zone d’application, au sens défini précédemment (c’est-à-dire la zone qui est liée spatialement à la zone d’application par l’intermédiaire de fibres de renfort) n’est pas traitée pendant ce temps (elle peut avoir déjà été traitée ou sera traitée après). La zone adjacente est par exemple protégée ou isolée de la zone d’application (zone en cours de traitement). Ce procédé permet ainsi de réaliser une pièce en matériau composite qui présente des structures composites distinctes correspondant à des zones ou portions géométriques distinctes de la pièce qui répondent à des contraintes d’utilisation, d’environnement ou d’interface variant d’une zone à l’autre (ces différentes contraintes empêchent de réaliser la pièce dans un seul et même matériau composite qui ne pourrait en effet pas répondre simultanément à un tel cahier des charges). Selon d’autres caractéristiques possibles : -la préforme comporte deux zones distinctes adjacentes, la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique ; -la préforme comporte trois zones distinctes adjacentes deux à deux, la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique; -chacune des trois zones distinctes est adjacente aux deux autres zones ; -les fibres de renfort comprennent des fibres de carbone, des fibres de carbure de silicium, des fibres de verre, des fibres de bore, des fibres d’alumine; - la préforme est formée d’un seul tenant. L’invention a également pour objet une pièce en matériau composite qui comprend plusieurs structures composites distinctes réalisées par le procédé brièvement exposé ci-dessus et qui sont intimement liées l’une à l’autre par les fibres de renfort communes. Selon d’autres caractéristiques possibles : -les structures composites distinctes sont destinées à être soumises chacune à un champ de contraintes mécaniques et/ou de températures distinct d’une zone à l’autre; -la pièce en matériau composite est une aube de rotor de turbomachine (aube de soufflante); -l’aube de rotor comprend, d’une part, un pied d’aube formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice métallique (CMM) et, d’autre part, une pale formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice organique (CMO); -la pièce est une hélice de turbopropulseur. L’invention a également pour objet un rotor (soufflante) de turbomachine comprenant une pluralité de pièces en matériau composite (aubes de rotor) telles que brièvement exposées ci-dessus. L’invention a aussi pour objet une turbomachine comprenant un rotor de turbomachine tel que brièvement exposé ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées. La est une représentation schématique d’une première étape de réalisation d’une préforme d’aube de soufflante selon un mode de réalisation d’un procédé selon l’invention; La illustre une étape suivante de placement de la préforme de la dans un moule selon le mode de réalisation du procédé ; La illustre une étape suivante du mode de réalisation du procédé au cours de laquelle une matrice composite métallique est introduite dans le moule de la ; La illustre une étape de réalisation d’une première structure composite métallique selon le mode de réalisation du procédé ; La illustre une étape ultérieure du mode de réalisation du procédé au cours de laquelle la structure composite subit un traitement mécanique de finition ; La illustre une étape suivante de placement de la préforme partiellement traitée de la dans un moule selon le mode de réalisation du procédé; La est une vue schématique illustrant l’introduction d’une matrice composite organique dans le moule de la ; La illustre la réalisation de la deuxième structure composite organique selon le mode de réception du procédé afin d’obtenir la pièce composite finale ; La est une représentation schématique d’une turbomachine intégrant une soufflante dont les aubes ont été fabriquées selon le mode de réalisation du procédé dont les étapes sont illustrées aux figures précédentes ; La illustre l’une des aubes de la . Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite (10’) à partir d’une préforme (10) comprenant des fibres de renfort (f1, f2) et qui comporte plusieurs zones, caractérisé en ce que la préforme comporte au moins deux zones adjacentes (10a, 10b) qui sont telles qu’au moins certaines fibres de renfort (f1) de la préforme ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre, le procédé comprenant la réalisation d’une structure composite distincte pour chacune desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, en réalisant d’abord une première structure composite (10a’) d’une première (10a) de ces zones, puis une deuxième structure composite (10b’) d’une deuxième zone (10b) adjacente à cette première zone, et ainsi de suite pour chaque zone additionnelle adjacente éventuelle, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure composite à partir des fibres de renfort de la zone et de la matrice composite introduite, les différentes zones desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que la préforme (10) comporte deux zones distinctes adjacentes (10a, 10b), la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que la préforme comporte trois zones distinctes adjacentes deux à deux, la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique. Procédé de fabrication selon la revendication 3, caractérisé en ce que chacune des trois zones distinctes est adjacente aux deux autres zones. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les fibres de renfort comprennent des fibres de carbone, des fibres de carbure de silicium, des fibres de verre, des fibres de bore, des fibres d’alumine. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la préforme est formée d’un seul tenant. Pièce en matériau composite, caractérisée en ce qu’elle comprend plusieurs structures composites distinctes réalisées par le procédé selon l’une des revendications précédentes. Pièce en matériau composite selon la revendication 7, caractérisée en ce que les structures composites distinctes sont destinées à être soumises chacune à un champ de contraintes mécaniques et/ou de températures distinct d’une zone à l’autre. Pièce en matériau composite selon la revendication 7 ou 8, caractérisée en ce que la pièce est une aube de rotor de turbomachine. Pièce en matériau composite selon la revendication 9, caractérisée en ce que l’aube de rotor comprend, d’une part, un pied d’aube formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice métallique (CMM) et, d’autre part, une pale formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice organique (CMO). Pièce en matériau composite selon la revendication 7 ou 8, caractérisée en ce que la pièce est une hélice de turbopropulseur. Rotor de turbomachine, caractérisé en ce qu’il comprend une pluralité de pièces en matériau composite selon la revendication 9 ou 10. Turbomachine comprenant un rotor de turbomachine selon la revendication 12.