Brevet FR3153280A1 — publié le 20250328

Pièce aéronautique (10) comprenant un corps (11) en matériau composite qui présente une portion qui est au moins partiellement imprégnée d’un matériau d’imprégnation (30) de type thermoplastique et un élément de protection (34,44) comprenant un matériau de construction de type thermoplastique qui est rapporté par surmoulage sur la portion. Procédé de fabrication d’une telle pièce. Figure pour l’abrégé : Figure 10 Pièce aéronautique composite comprenant une portion surmoulée L’invention concerne une pièce aéronautique telle qu’une pale de turbomachine comme par exemple une turbine à gaz industrielle, une turbine aéronautique de moteur d’avion ou d’hélicoptère, ou encore une unité de puissance auxiliaire (APU). L’invention s’applique notamment aux pales de soufflante, de turbine et de redresseurs OGV. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Dans un moteur de type turboréacteur, repéré par 1 dans la FIG. 1 , l'air est admis dans une manche d'entrée 2 pour traverser une soufflante 3 avant de se scinder en un flux primaire central et un flux secondaire entourant le flux primaire. Le flux primaire est compressé par des compresseurs basse pression 4 et haute pression 5 avant d'atteindre une chambre de combustion 6, après quoi il se détend en traversant une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8, avant d'être évacué en générant une poussée auxiliaire. Le flux secondaire est quant à lui propulsé directement par la soufflante pour générer une poussée principale. Chaque turbine 7, 8, ainsi que la soufflante 3 comporte des couronnes d'aubes orientées radialement et régulièrement espacées autour d'un axe de rotation AX, un carter externe 9 entourant les couronnes d’aubes. Chaque aube 10 porte une pale 12. La pale 12 comporte un corps 11 en matériau composite. L’aube 10 comprend un pied P par lequel elle est montée à une alvéole d’un disque rotatif du turboréacteur. Le pied P est prolongé par une pale 12 s’étendant selon une direction principale EV, dite direction d’envergure. Cette pale 12 est la partie aérodynamique de cette aube, et elle est terminée par un sommet. Elle comprend un bord d'attaque 13 sensiblement parallèle à la direction d’envergure EV et situé à l'amont AM, par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine et un bord de fuite 14 sensiblement parallèle au bord d'attaque 13 et espacé de celui-ci le long de l'axe AX pour être à l’aval AV de l'aube. La pale 12 est terminée par un sommet S. Un élément de bord d’attaque 15 métallique est rapporté par collage sur le bord d’attaque 13 afin d’en améliorer la résistance aux chocs et à l’abrasion. L’assemblage par collage est proscrit pour la réalisation de pièces aéronautiques critiques et la réalisation de l’élément de bord d’attaque en métal limite la possibilité d’agir sur la géométrie de celui-ci pour en améliorer les performances. Enfin, un tel élément de bord d’attaque rajoute de la masse sur une pièce mobile à haute vitesse. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions. Pour cela, l’invention concerne une pièce aéronautique comprenant un corps en matériau composite qui présente une portion qui est au moins partiellement imprégnée d’un matériau d’imprégnation de type thermoplastique et un élément de protection comprenant un matériau de construction de type thermoplastique qui est rapporté par surmoulage sur la portion. On obtient ainsi une pièce à la durabilité améliorée qui présente un corps léger en composite à résine thermodurcissable et dont une portion est renforcée à l’aide d’un élément de protection réalisé en un matériau léger, résistant et économique à façonner. Le surmoulage de l’élément de protection améliore la durabilité et autorise d’étendre ce type de renfort à des pièces, telles que des pales, considérées critiques. Enfin, l’injection thermoplastique permet à l’élément de protection d’épouser parfaitement le contour de la pièce et d’assurer une liaison fiable quel que soit la géométrie de la pièce quand une pièce rapportée peut présenter des tolérances de formes néfastes à l’assemblage (par collage par exemple). Au sens de la présente demande, une pièce aéronautique est une pièce qui est mise en œuvre dans un aéronef et qui est généralement soumise à des exigences de sécurité normatives. L’invention s’applique plus particulièrement aux pièces composites moteur ayant un profil aérodynamique. Selon d’autres modes de réalisation particuliers, non exclusifs et optionnels de l’invention : la pièce aéronautique est une pale de turbomachine comprenant un corps de pale en matériau composite s’étendant selon une direction principale, le corps ayant un intrados et un extrados reliés en une partie amont du corps par un bord d’attaque et en une partie aval du corps d’autre part par un bord de fuite, les parties amont et aval étant situées de part et d’autre de la direction principale. La portion qui est au moins partiellement imprégnée d’un matériau d’imprégnation de type thermoplastique la portion qui est au moins partiellement imprégnée d’un matériau d’imprégnation de type thermoplastique est une portion d’un bord choisi parmi le bord d’attaque et le bord de fuite ; - l’élément de protection présente des serrations ; - le matériau d’imprégnation est choisi parmi les types de matériaux suivants : Polyetherimide, Polyétherétherketone, Polyétherketone ; - la portion de bord d’attaque possède une épaisseur sensiblement égale à un toron d’une fibre du matériau composite ; - le bord de fuite est imprégné d’un autre matériau d’imprégnation de type thermoplastique et le corps d’aube comporte un élément de bord de fuite comprenant un autre matériau de construction de type thermoplastique et qui est rapporté sur le bord de fuite par surmoulage. L’invention concerne également une turbomachine comprenant une aube telle que décrite ci-dessus ainsi qu’un procédé de fabrication d’une pale de turbine comprenant les étapes suivantes : - une étape de préfabrication d’une préforme fibreuse d’un corps de pale comportant un bord d’attaque et un bord de fuite; - une étape d’imprégnation d’au moins une partie d’un des deux bords à l’aide d’un premier matériau d’imprégnation de type thermoplastique ; - une étape d’injection de résine ; - une étape d’injection d’un matériau thermoplastique pour former un élément de protection sur la partie par surmoulage. Avantageusement, l’étape d’imprégnation comprend les étapes suivantes : - une étape de positionnement d’un film en le premier matériau thermoplastique sur le bord ; - une étape d’application d’une pression d’imprégnation sur le film thermoplastique ; - et/ou une étape de chauffe à une température d’imprégnation du film thermoplastique. Préférentiellement, l’étape d’imprégnation comprend une étape de surveillance de la pression d’imprégnation et/ou de la température d’imprégnation ainsi qu’une étape d’arrêt de l’imprégnation lorsque la pression d’imprégnation et/ou la température d’imprégnation, est inférieure à une valeur prédéfinie. Selon un mode de réalisation particulier, l’étape d’injection de résine se fait selon le procédé de moulage par transfert de résine et/ou les étapes de préfabrication, d’imprégnation et d’injection de résine se déroulent dans un unique moule d’outillage maintenu fermé durant toutes ces étapes. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui suit d’un mode de réalisation particulier non limitatif de l’invention. Il sera fait référence aux figures jointes parmi lesquelles : FIG. 1 La FIG. 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d’un moteur d’aéronef ; FIG. 2 La FIG. 2 est une vue schématique en perspective d’une aube de turbomachine ; FIG. 3 La FIG. 3 est une vue schématique partielle en coupe transversale des premières et deuxième étapes du procédé selon un premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 4 La FIG. 4 est une vue schématique partielle en coupe transversale d’une quatrième étape du procédé selon le premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 5 La FIG. 5 est une vue schématique partielle en coupe transversale d’une cinquième étape du procédé selon le premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 6 La FIG. 6 est une vue schématique partielle en coupe transversale d’une sixième étape du procédé selon le premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 7 La FIG. 7 est une vue schématique partielle en coupe transversale d’une septième étape du procédé selon le premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 8 La FIG. 8 est une vue schématique partielle de détail en vue côté d’une aube selon le premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 9 La FIG. 9 est une vue schématique partielle en coupe transversale d’une huitième étape du procédé selon le premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 10 La FIG. 10 est une vue schématique en perspective d’une aube de turbomachine selon le premier mode de réalisation de l’invention. FIG. 11 La FIG. 11 est une vue schématique partielle en coupe transversale d’une huitième étape du procédé selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 12 La FIG. 12 est une vue schématique en perspective d’une aube de turbomachine selon le deuxième mode de réalisation de l’invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Le procédé de fabrication d’une pale 12 de turbine selon l’invention va être décrite en référence aux figures 1 à 9. Selon une première étape de préfabrication, on fabrique une préforme 20 fibreuse du corps 11 de la pale 12. Cette préforme 20 est ici en fibre de carbone à plis tissés 3D. Sur l’ensemble des figures et par souci de clarté, on a représenté partiellement le corps 11 de la pale 12 sous la forme d’une portion amont d’un bord d’attaque 13 composé de quinze torons 21. Selon une deuxième étape d’imprégnation, on positionne dans un premier moule 25 d’outillage, un film 30 continu en Polyetherketone (PEK). Le film 30 est, ici, constitué de deux portions 31 et 32 destinées à être appliquées respectivement sur une portion de l’intrados 16 et une portion de l’extrados 17 du corps 11 pour recouvrir le bord d’attaque 13 sur toute la hauteur de la pale 12. Selon une troisième étape représentée en FIG. 3 , la préforme 20 est introduite dans le moule 25 pour venir au contact du film 30. Le moule 25 est ensuite fermé. Selon une quatrième étape représentée en FIG. 4 , on active deux mors 26 et 27 du moule 25 pour appliquer une pression d’imprégnation sur le film 30. Les mors 26 et 27 sont également chauffés à une température d’imprégnation comprise, ici, entre trois cent et quatre cent degrés centigrades. Au cours de cette quatrième étape, une cinquième étape de surveillance de la pression d’imprégnation et de la température d’imprégnation est mise en œuvre. Lorsque la pression d’imprégnation et/ou la température d’imprégnation devient inférieure à une valeur prédéfinie, l’étape imprégnation est arrêtée en stoppant l’application de pression et de chaleur sur le film 30 ( FIG. 5 ). Les différents paramètres de pression, température ainsi que les valeurs prédéfinies pour ces paramètres sont choisis de manière à ce que la portion 13.1 du bord d’attaque 13 qui est imprégnée possède une épaisseur e 13.1 sensiblement égale au diamètre d’un toron 21 ( FIG. 5 ) Selon une sixième étape d’injection de résine représentée en FIG. 6 , on injecte dans le moule 25 une résine époxy 33 de type Polyimide selon le procédé de moulage par transfert de résine. Le moule 25 est alors ouvert, et la préforme 20- ainsi injectée de résine époxy 33 et dont une portion du bord d’attaque 13 est imprégnée de PEK - est extraite du moule 25. Selon une septième étape de présentation représentée en FIG. 7 , on positionne le bord d’attaque 13 imprégné du film 30 dans un deuxième moule d’outillage 40. Le deuxième moule 40 est un moule de surmoulage par injection thermoplastique et présente un premier volume de surmoulage 41 d’un élément de bord d’attaque 34 Selon une huitième étape d’assemblage représentée en FIG. 9 , on injecte un matériau thermoplastique-ici du Polyetheretherketone (PEEK)- dans le moule 40 qui vient former l’élément de bord d’attaque 34 qui est alors rapporté sur le bord d’attaque 13 de la pale 12 par surmoulage. Le premier volume de surmoulage 41 est conformé de manière à ce que le bord d’attaque 34 obtenu après surmoulage présente des serrations 35, également appelées dentelures ( FIG. 8 ). On obtient ainsi une pale 12 comprenant un corps de pale 11 en matériau composite de fibre de carbone/résine époxy 33 s’étendant selon une direction principale EV. Le corps 11 possède un intrados 16 et un extrados 17 reliés en une partie amont du corps 11 par un bord d’attaque 13 et en une partie aval du corps 11 d’autre part par un bord de fuite 14. Les parties amont et aval sont situées de part et d’autre de la direction principale EV et le bord d’attaque 13 comprend une portion de bord d’attaque 13 qui est au moins partiellement imprégnée de PEK. La pale 12comprend un élément de bord d’attaque 34 en PEEK rapporté par surmoulage sur le corps de pale11 ( FIG. 10 ). Selon un deuxième mode de réalisation de l’invention représenté en figures 11 et 12, et de manière homologue au bord d’attaque 13, le bord de fuite 14 de la pale 12 est également imprégné de PEK selon un procédé identique à celui décrit précédemment. Le deuxième moule 40 d’outillage comprend, selon ce deuxième mode de réalisation, un deuxième volume de surmoulage d’un élément de bord de fuite 44 qui présente des serrations 45, On obtient alors une pale 12 comprenant un corps de pale 11 en matériau composite de fibre de carbone/résine époxy 33 s’étendant selon une direction principale EV. Le corps 11 possède un intrados 16 et un extrados 17 reliés en une partie amont du corps 11 par un bord d’attaque 13 et en une partie aval du corps 11 d’autre part par un bord de fuite 14. Les parties amont et aval sont situées de part et d’autre de la direction principale EV et le bord d’attaque 13 comprend une portion de bord d’attaque 13 qui est au moins partiellement imprégnée de PEK. La pale 12 comprend un élément de bord d’attaque 34 et un élément de bord de fuite 44, tous deux en PEEK , et qui sont rapportés par surmoulage sur le corps de pale 11 ( FIG. 12 ). Bien entendu, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits mais englobe toute variante entrant dans le champ de l’invention telle que définie par les revendications. En particulier, bien qu’ici la préforme soit constituée de fibres de carbone à plis tissés, l’invention s’applique également à d’autres types de préforme comme par exemple une préforme constituée de fibre de verre ou d’aramide, partiellement ou totalement co-tissées ou non. La préforme fibreuse peut être de type interlock, ou à plis unidirectionnels 1D ou 2D rapportés ; bien qu’ici le film appliqué sur le bord d’attaque soit en Polyetherketone, l’invention s’applique également à d’autres types de premier matériau thermoplastique comme par exemple le Polyétherétherketone ou le Polyétherimide ; bien qu’ici l’imprégnation se fasse à l’aide d’un film continu appliqué sur toute la hauteur de la pale, l’invention s’applique également à d’autres types d’imprégnation, par exemple à l’aide d’un film discontinu ou d’un dépôt par pulvérisation ou au pinceau, ou d’une imprégnation discontinue pouvant également ne pas s’étendre sur toute la hauteur de la pale ; bien qu’ici le film soit en Polyimide, l’invention s’applique également à d’autres types de résines, préférentiellement thermodurcissables, comme par exemple une résine de type Bismaléimide ; bien qu’ici l’élément de bord d’attaque soit en Polyetheretherketone, l’invention s’applique également à d’autres types de matériau de construction de type thermoplastique comme par exemple du Polyetherimide ou du Polyetherketone. L’élément de bord d’attaque peut ne pas être composé exclusivement du matériau thermoplastique de construction mais comprendre un mélange de matériau comprenant au moins un matériau de type thermoplastique ; bien qu’ici le film appliqué sur le bord de fuite soit en Polyetherketone, l’invention s’applique également à d’autres types d’autre matériau thermoplastique d’imprégnation comme par exemple le Polyétherétherketone ou le Polyétherimide ; bien qu’ici l’élément de bord de fuite soit en Polyetheretherketone, l’invention s’applique également à d’autres types d’autre matériau de construction de de type thermoplastique comme par exemple du Polyetherimide ou du Polyetherketone ; bien qu’ici la pièce soit une pale de turbine de turbomachine, l’invention s’applique également à d’autres types de pièces aéronautiques portant un élément de protection comme par exemple une pale de distributeur OGV ; bien qu’ici la pièce soit une pale de turbine de turbomachine, l’invention s’applique également à d’autres types de pièces aéronautiques comme par exemple les carters, les plateformes, bien qu’ici la pale possède un bord de fuite et un bord d’attaque portant un élément de protection rapporté par surmoulage, l’invention s’applique également à d’autres types de pales comme par exemple une pale comprenant un corps en matériau composite possédant un bord d’attaque métallique , pouvant être recouvert de matériau thermoplastique formant un élément de protection de bord d’attaque, et un bord de fuite sur lequel est rapporté un élément de protection supplémentaire ; l’élément de bord d’attaque peut ne pas être composé exclusivement du deuxième matériau thermoplastique mais comprendre un mélange de matériau comprenant au moins un matériau de type thermoplastique. Pièce aéronautique (10) comprenant un corps (11) en matériau composite qui présente une portion (13, 14) qui est au moins partiellement imprégnée d’un matériau d’imprégnation (30) de type thermoplastique et un élément de protection (34, 44) comprenant un matériau de construction de type thermoplastique qui est rapporté par surmoulage sur la portion. Pièce aéronautique (10) selon la revendication 1, dans laquelle la pièce aéronautique (10) comprend une pale (12) de turbomachine comprenant : un corps (11) de pale (12) en matériau composite s’étendant selon une direction principale (EV), le corps (11) ayant un intrados (16) et un extrados (17) reliés en une partie amont du corps (11) par un bord d’attaque (13) et en une partie aval du corps (11) d’autre part par un bord de fuite (14), les parties amont et aval étant situées de part et d’autre de la direction principale (EV) ; la portion qui est au moins partiellement imprégnée d’un matériau d’imprégnation (30) de type thermoplastique est une portion d’un bord choisi parmi le bord d’attaque (13) et le bord de fuite (14) ; l’élément de protection (34,44) est un élément de bord d’attaque (34) ou un élément de bord de fuite (44). Pièce aéronautique (10) selon la revendication 2, dans laquelle l’élément de protection (34, 44) présente des serrations (35). Pièce aéronautique (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le matériau d’imprégnation est choisi parmi les types de matériaux suivants : PolyEtherimide, Polyétherétherketone, Polyétherketone. Pièce aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle la portion possède une épaisseur sensiblement égale au diamètre d’un toron (21) d’une fibre du matériau composite. Pièce aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le matériau composite est au moins partiellement imprégné d’une résine thermodurcissable. Pièce aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’élément de protection (34,44) comprend au moins un renfort métallique. Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique (10) comprenant les étapes suivantes : une étape de préfabrication d’une préforme fibreuse (20) d’un corps (11) de pièce aéronautique (10) comportant une portion (13, 14) telle qu’un bord d’attaque (13) ou un bord de fuite (14) ; une étape d’imprégnation d’au moins une partie de la portion (13,14) à l’aide d’un matériau d’imprégnation de type thermoplastique ; une étape d’injection de résine (33) ; une étape d’injection d’un matériau thermoplastique pour former un élément de protection (34, 44) sur la portion (13, 14) par surmoulage. Procédé de fabrication selon la revendication 8, dans lequel l’étape d’imprégnation comprend les étapes suivantes : une étape de positionnement d’un film (30) en le matériau d’imprégnation thermoplastique sur la portion (13, 14) ; une étape d’application d’une pression d’imprégnation sur le film (30) ; et/ou une étape de chauffe à une température d’imprégnation du film (30). Procédé de fabrication selon la revendication 9, dans lequel l’étape d’imprégnation comprend une étape de surveillance de la pression d’imprégnation et/ou de la température d’imprégnation ainsi qu’une étape d’arrêt de l’imprégnation lorsque la pression d’imprégnation et/ou la température d’imprégnation, est inférieure à une valeur prédéfinie. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 8 à 10, dans lequel l’étape d’injection de résine (33) se fait selon le procédé de moulage par transfert de résine. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 8 à 11, dans lequel les étapes de préfabrication, d’imprégnation et d’injection de résine se déroulent dans un unique moule d’outillage (25) maintenu fermé durant toutes ces étapes.