TITRE DE L’INVENTION : PROCEDE DE FABRICATION PAR THERMOCOMPRESSION D’UNE PIECE EN MATERIAU COMPOSITE

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention concerne la fabrication de pièces en matériau composite par thermocompression d’un premier et d’un second matériaux, les pièces comportant une zone de renfort. L’invention concerne également une pièce fabriquée par un procédé selon l’invention, notamment une pièce de reconstruction de flux d’air d’une turbomachine.

TECHNIQUE ANTÉRIEURE

L’arrière-plan technique comprend notamment les documents W02012072405A1 et DE102015014752A1.

En référence à la figure 1 , une pièce 10 de reconstruction de flux d’air de turbomachine comporte classiquement une face aérodynamique 12, exposée au flux, et une face arrière 14 comportant des raidisseurs 16, nervures, ou éléments de fixation d’équipement. Ces pièces sont par exemple des pièces du kit moteur d’une turbomachine ou des pièces de nacelle d’une turbomachine.

Par exemple, la figure 2 concerne une turbomachine comprenant des bras en aval d’une roue de redresseurs de flux secondaires. Les bras sont recouverts de carénages 24 destinés à reconstruire le flux aérodynamique et créer une barrière feu. La figure 2 illustre une semelle 26 du kit moteur forme un coude entre les carénages cylindriques derrière les redresseurs de flux et les carénages droits réalisant les bras. Cette semelle 26 comporte en aval une zone sur laquelle s’appuie la nacelle de la turbomachine. Cette zone ne doit pas fléchir lors d’un évènement feu.

La figure 3 illustre un autre exemple de pièce 30 comportant une chape 32 en face arrière d’une peau aérodynamique 34.

La fabrication de ces pièces ayant des géométries très complexes et devant réaliser des transferts d’efforts de manière locale, est difficile à réaliser.

Les matériaux composites à fibres longues discontinues, dit DLF pour « Discontinuous Long Fiber » en anglais, sont aujourd’hui mis en œuvre sur plusieurs applications, dans les domaines de l’automobile ou de l’aéronautique, en développement ou production série.

Ces matériaux sont obtenus à partir d’un pli de fibres pré-imprégnées d’une résine découpé en coupons appelés chips, pétales ou bandes. Ces coupons sont classiquement rectangulaires ou carrés.

Par exemple, le HexMC® de Hexcel comporte des coupons rectangulaires de 50 mm de long par 8 mm de large environ. Ces coupons sont répartis aléatoirement sur une nappe plane. Des préformes sont ensuite découpées dans cette nappe puis assemblées et consolidées par thermocompression, la résine utilisée étant thermodurcissable.

Selon un autre exemple, le Xycomp® 5175 fabriqué et mis en œuvre par Greene Tweed comporte des coupons carrés de 12,5 mm de côté environ. Ces coupons sont fournis en vrac et directement jetés dans l’outillage de fabrication puis consolidés par thermocompression, la résine utilisée étant une résine thermoplastique.

La fabrication d’une pièce de flux en matériau DLF est usuellement réalisée de la façon suivante. La partie complexe de la pièce, comprenant les raidisseurs, nervures, chapes, ... est usuellement moulée par la partie fixe de l’outillage. La face aérodynamique, lisse est fabriquée par la face supérieure de l’outillage mobile lorsque la presse applique un effort de compression.

Usuellement, les coupons en vrac sont déposés dans l’outillage sans considération de répartition. Le moule est fermé puis le cycle de la presse est lancé, c’est-à-dire une montée en température accompagnant l’application de pression.

Toutes les pièces fabriquées en DLF comportent, à l’incertitude de découpe près, les mêmes tailles de coupons ou chips. Le choix de la taille des coupons est important. En effet, pour maîtriser les fréquences propres de la pièce, accroître la raideur d’ensemble, résister aux contraintes feu ou d’impact grêlon, il est préférable d’utiliser de grandes chips. Il a été démontré que les performances mécaniques d’un matériau à fibres longues discontinues sont directement liées à la longueur des fibres.

Néanmoins, pour fabriquer des formes complexes en face arrière, raidisseurs à 90° de la peau, chapes... il est préférable d’avoir un matériau peu visqueux et donc d’avoir des fibres plus courtes.

Actuellement, un compromis entre propriétés mécaniques et complexité de forme est nécessaire pour réaliser les pièces de forme complexe. L’invention propose une alternative aux procédés de fabrication existants permettant de s’affranchir de ce compromis tout en garantissant une qualité importante de la pièce fabriquée.

RÉSUMÉ DE L'INVENTION

À cet effet, l’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite comportant une zone de renfort par thermocompression d’un premier et d’un second matériaux, le procédé comprenant les étapes suivantes :

- dépôt du premier matériau dans une première zone d’un moule de forme déterminée de manière à former une première partie de la pièce, la première partie étant destinée à former la zone de renfort de la pièce, le premier matériau comprenant des coupons de matériau à fibres longues discontinues ; et

- dépôt du second matériau dans une deuxième zone du moule de manière à former une seconde partie de la pièce, la deuxième zone du moule étant distincte de la première zone, le second matériau comprenant des coupons de matériau à fibres longues discontinues et/ou continues et étant différent du premier matériau.

De préférence, la zone de renfort est destinée à former un raidisseur, une nervure, ou un élément de fixation d’équipement.

L’invention permet de réaliser des zones complexes et d’optimiser les caractéristiques mécaniques là où elles sont nécessaires.

L’invention permet ainsi de s’affranchir du compromis à réaliser entre propriétés mécaniques et complexité de forme de la pièce à réaliser.

En effet, l’invention permet d’utiliser un matériau de fibres, par exemple plus courtes, pour fabriquer des formes complexes en face arrière, raidisseurs à 90° de la peau, chapes... et un matériau de fibres différent, par exemple plus longues, pour maîtriser les fréquences propres de la pièce, accroitre la raideur d’ensemble, accroitre les propriétés mécaniques localement, résister aux contraintes feu ou d’impact grêlon.

Elle est particulièrement adaptée à la fabrication d’une pièce à partir de coupons fournis en vrac.

Les premier et second matériaux diffèrent l’un de l’autre par la dimension des coupons à fibres longues et/ou par leur composition chimique (fibres et/ou résine le cas échéant) et/ou par leur composition physique. En outre, dans le cas où les premier et second matériaux sont pré-imprégnés d’une résine, les premier et second matériaux peuvent également différer l’un de l’autre par leur résine et/ou le type de résine et/ou le taux d’imprégnation de résine.

De préférence, le second matériau B comprend uniquement des coupons de matériau à fibres longues discontinues.

En variante, le second matériau B est un pli à fibres continues.

Selon un premier mode de réalisation, le premier matériau A comprend des coupons de matériau à fibres longues discontinues d’une première longueur L1 et le second matériau B comporte des coupons de matériau à fibres longues discontinues d’une seconde longueur L2 supérieure à la première longueur L1 .

De préférence, la première longueur L1 des coupons du premier matériau A est comprise entre 5 et 25 mm et la seconde longueur L2 des coupons du second matériau B est comprise entre 25 et 100 mm, de préférence entre 25 et 50 mm.

L’invention permet ainsi de s’affranchir d’un compromis sur le choix de la taille des coupons en adaptant la taille des coupons en fonction des caractéristiques de la zone de la pièce à fabriquer.

De préférence selon ce mode réalisation, la composition chimique ou physique des fibres des premier et second matériaux est identique et seule la taille des coupons diffère d’un matériau à l’autre.

Alternativement, la composition chimique ou physique des fibres peut également être différente d’un matériau à l’autre.

Selon un deuxième mode de réalisation compatible avec le précédent, le second matériau D comprend des coupons de matériau à fibres longues discontinues d’une longueur déterminée L et le premier matériau C comporte un mélange de coupons de matériau à fibres longues discontinues de la longueur déterminée L et de coupons de matériau métallique.

Selon ce mode de réalisation, une hybridation métal-composite locale est ainsi réalisée permettant de garantir de grandes propriétés mécaniques nécessaire à certaines pièces, par exemple un renfort d’une zone d’appui d’un joint nacelle.

Le procédé de fabrication 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 :

- les coupons de matériau métallique ont même longueur que les coupons de matériau à fibres longues discontinues ; - la proportion des coupons de matériau métallique par rapport aux coupons de matériau à fibres longues discontinues dans le premier matériau A est comprise entre 40 et 60 % ;

- le procédé comprend une étape préalable d’insertion d’un séparateur amovible conformé pour séparer la première zone de la seconde zone du moule et une étape de retrait du séparateur après les étapes de dépôt des premier et second matériaux et avant un cycle de thermocompression ;

- le procédé comprend une étape préliminaire de découpe des coupons de matériau à fibres longues discontinues des premier et second matériaux à partir d’un pli de fibres continues pré-imprégnées.

La présente invention concerne également une pièce de structure en matériau composite comprenant un corps ayant une première partie formant zone de renfort en un premier matériau A comprenant des coupons de matériau à fibres longues discontinues et une seconde partie en un second matériau B comprenant des coupons de matériau à fibres longues discontinues ou continues différent du premier matériau A, la première partie et la seconde partie étant formées d’un seul tenant, le premier matériau A comprenant des coupons de plus grande longueur que les coupons du second matériau B ou comportant un mélange de coupons en matériau métallique et des coupons du second matériau B.

De préférence, le second matériau B comprenant uniquement des coupons de matériau à fibres longues discontinues.

De préférence, la zone de renfort forme un raidisseur, une nervure ou un élément de fixation d’équipement.

De préférence, la pièce de structure correspond à une pièce de structure d’aéronef, de préférence une pièce de reconstruction de flux d’air, par exemple une pièce d’un kit moteur de turbomachine ou une pièce de nacelle de turbomachine.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS

La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :

[Fig. 1] la figure 1 , déjà décrite, représente schématiquement une pièce de reconstruction de flux d’air de turbomachine,

[Fig. 2] la figure 2, déjà décrite, illustre une semelle d’un kit moteur d’une turbomachine, [Fig. 3] la figure 3, déjà décrite, est une vue schématique d’une pièce comportant une chape en face arrière d’une peau aérodynamique,

[Fig. 4] la figure 4 est un organigramme d’un procédé de fabrication d’une telle pièce par thermocompression selon l’invention,

[Fig. 5] la figure 5 illustre un premier mode de réalisation du procédé selon l’invention, [Fig. 6] la figure 6 illustre un deuxième mode de réalisation du procédé selon l’invention, et

[Fig. 7] la figure 7 est une vue en coupe d’un exemple de pièce obtenue par un tel procédé selon l’invention.

Sur les différentes figures, les éléments analogues sont désignés par des références identiques. En outre, les différents éléments ne sont pas nécessairement représentés à l’échelle afin de présenter une vue permettant de faciliter la compréhension de l’invention.

DESCRIPTION DES MODES DE RÉALISATION

L’invention est décrite sur l’exemple d’une pièce de reconstruction de flux d’air d’une turbomachine telle qu’illustrée sur la figure 1. Une telle pièce 10 comporte classiquement une face aérodynamique 12, exposée au flux, et une face arrière 14 comportant au moins une zone de renfort 18 formant par exemple raidisseur, nervures, ou éléments de fixation d’équipement. Ces pièces sont par exemple des pièces du kit moteur d’une turbomachine ou des pièces de nacelle d’une turbomachine.

La figure 4 illustre un organigramme d’un procédé de fabrication d’une telle pièce par thermocompression d’un premier matériau et d’un second matériau selon l’invention à l’aide d’un outillage comprenant un moule 40 ayant une partie fixe 42 et une partie mobile 44. La figure 5 illustre un tel outillage après remplissage par des matériaux composites.

La partie mobile 44 du moule est de préférence conformée pour former la face aérodynamique, lisse de la pièce finale lorsqu’un effort de compression est appliqué par une presse de l’outillage. La partie fixe 42 du moule est de préférence conformée pour mouler la zone de renfort 18 de la pièce finale. Cette zone de renfort présente de préférence une forme complexe.

Le procédé comprend une étape S10 de remplissage de la partie fixe 42 de manière à former une « pièce intermédiaire » 50 avant une étape S20 de thermocompression de cette « pièce intermédiaire » pour former la pièce dite « finale », c’est-à-dire une étape de mise sous presse de l’outillage accompagnée d’une mise en chauffe.

Au sens de l’invention, on entend par « pièce intermédiaire » l’ensemble des matériaux déposés dans le moule avant thermocompression. Ainsi, la « pièce intermédiaire » n’est pas un élément manipulable en tant que tel.

Cette étape de remplissage selon l’invention se décompose en deux étapes.

Un premier matériau A est déposé dans une première zone 46 du moule de manière à former une première partie 56 de la pièce intermédiaire 50 et donc de la pièce finale. La première partie 56 est destinée à former la zone de renfort 18 de la pièce au cours d’une étape S12. Par exemple, la première zone 46 du moule comporte une cavité ouverte destinée à former un raidisseur sur la pièce.

Le premier matériau A comprend des coupons de matériau composite à fibres longues discontinues d’une première longueur L1 , avantageusement comprise entre 5 et 25 mm. Cette Longueur est particulièrement bien adaptée pour former des raidisseurs en face arrière de la pièce. Le choix de leur longueur dépend des caractéristiques mécaniques recherchées et de la géométrie de la pièce à fabriquer.

Au cours d’une étape S14, un second matériau B est déposé dans une deuxième zone 48 du moule de manière à former une seconde partie 58 de la pièce intermédiaire 50 et donc de la pièce finale.

Les première et deuxième zones du moule sont distinctes l’une de l’autre. Par distinctes, on entend que les premières et deuxième zones sont différentes. Toutefois elles peuvent avoir des parties communes, notamment au stade du dépôt en vrac. En effet, afin de remplir toute la première partie destinée à former une zone de renfort par exemple, il est nécessaire de déposer suffisamment de premier matériau A pour qu’après thermocompression, le premier matériau A occupe bien toute la zone de renfort. En effet, le matériau va être chauffé et mis sous pression afin de retirer tout le vide inclus entre les chips et compacter ainsi le matériau.

En d’autres termes, la première zone 46 du moule comprend majoritairement le premier matériau A mais peut contenir d’un autre matériau en quantité négligeable notamment du second matériau B. De même, la deuxième zone 48 du moule comprend majoritairement le second matériau B mais peut contenir d’un autre matériau en quantité négligeable notamment du premier matériau A.

Le second matériau B comprend de préférence des coupons de matériau composite à fibres longues discontinues d’une seconde longueur L2 supérieure à la première longueur L1 . Avantageusement, la longueur L2 des fibres longues discontinues du second matériau B est comprise entre 25 et 100 mm et de préférence entre 25 et 50 mm.

Leur longueur dépend des caractéristiques mécaniques recherchées. Par exemple, pour une peau ou une surface aérodynamique, on choisira préférentiellement des fibres longues discontinues de longueur 25 à 50 mm, voire jusqu’à 100 mm. Au-delà de 100 mm, l’intérêt est minime puisque la déformabilité des chips va être comparable à celle d’un drapé classique, sauf si la pièce est de très grande taille (type voilure). Auquel cas, l’invention peut être mise en œuvre avec un second matériau B à fibres continues.

Les coupons des matériaux A et B sont de préférence pré-imprégnés d’une résine thermodurcissable ou thermoplastique. Par exemple, la résine peut être choisie parmi les résines suivantes : PEI, PEEK, PSU, PAEK, PPS, PA, époxyde dont 8552, BMI. Les coupons des matériaux A et B peuvent être en vrac ou fournis en nappe, c’est-à- dire répartis aléatoirement dans un plan.

Ainsi, les premier et second matériaux A et B diffèrent l’un de l’autre uniquement par la taille, et notamment la longueur des coupons de fibres longues discontinues qui le compose selon cet exemple de réalisation.

Toutefois, selon d’autres exemples de réalisation, les premier et second matériaux A et B pourraient en outre différer l’un de l’autre physiquement ou chimiquement, en plus d’une différence de taille. Par exemple, des fibres différentes pourraient être utilisées en fonction de la zone : natures de propriétés différentes, titres des fibres différents, ou bien l’utilisation de résines différentes en fonction des zones ou des taux d’imprégnation différents en fonction des zones.

La quantité des matériaux à déposer est déterminée à partir d’un modèle 3D de la pièce et des zones à remplir et tient compte de l’étape de thermocompression qui va compresser les matériaux. Selon un premier mode de réalisation tel qu’illustré sur la figure 5, les coupons de faibles dimensions sont déposés en premier, au fond de l’outillage, au plus près des zones complexes à fabriquer (raidisseurs, chapes, ...). Leur petite taille permet de remplir correctement les zones complexes en évitant un non-remplissage ou un remplissage incomplet de ces zones complexes. En effet, des coupons de grande taille peuvent recouvrir l’ouverture de la cavité formant un effet de bouchon empêchant son remplissage lors de la thermocompression (S20) ou bien un remplissage désorganisé de la zone. De tels remplissages inadaptés peuvent engendrer des porosités ou fragilités dans la zone de renfort de la pièce.

La quantité de premier matériau à déposer est déterminée à partir d’un modèle 3D de la pièce et de la zone à remplir.

Les coupons de faibles dimensions sont ensuite recouverts par les coupons de plus grande dimension destinés à former la face lisse.

Selon un deuxième mode de réalisation illustré sur la figure 6, le procédé comporte une étape préalable d’insertion S30 d’un séparateur amovible 60 conformé pour séparer la première zone 46 de la seconde zone 48 du moule.

Ainsi, les coupons de grandes dimensions formant le matériau B, sont déposés dans la seconde partie 48 du moule, ici à gauche, pour former la seconde partie 58 de la « pièce intermédiaire » et donc de la pièce finale présentant peu de complexité.

Les coupons de faibles dimensions, formant le matériau A, sont déposés dans la première partie 46, ici à droite, au plus près des zones complexes ou de renfort à fabriquer.

Le ou les séparateurs amovibles 60 permettent ainsi de partitionner le moule lors du dépôt des premier et second matériaux. Ils facilitent ainsi leur chargement dans le moule de l’outillage.

Les séparateurs amovibles 60 sont ensuite retirés du moule lors d’une étape S40 avant le cycle de thermocompression en S20.

Selon un troisième mode de réalisation, le second matériau B comprend des coupons de matériau à fibres longues discontinues d’une longueur déterminée L tel que décrit précédemment et le premier matériau, ici noté C, comporte un mélange de coupons de matériau à fibres longues discontinues de la longueur déterminée L et de coupons de matériau métallique tel qu’illustré sur la figure 6. Avantageusement, les coupons de matériau métallique ont même longueur que les coupons de matériau à fibres longues discontinues.

De préférence, la proportion des coupons de matériau métallique par rapport aux coupons de matériau à fibres longues discontinues dans le premier matériau C est comprise entre 40 et 60 %.

Ainsi selon ce mode de réalisation, les premier et second matériau diffèrent au moins par leur constitution et permet de réaliser une hybridation métal/composite locale. Les métaux utilisés sont de préférence du titane ou de l’acier inox.

Avantageusement, le procédé selon l’invention quel que soit le mode de réalisation décrit précédemment peut comprendre une étape préliminaire de préparation S50 des premier et second matériaux comportant une étape de découpe des coupons de matériau à fibres longues discontinues à partir d’un pli de fibres continues préimprégnées, par exemple un pli de fibres de carbone imprégnées de résine PEEK.

Le cas échéant, le pli est coupé en deux matériaux différents, distincts par la taille de leur coupon : le premier matériau A, destiné à former la face arrière de la pièce et ses complexités comporte des coupons de longueur comprise entre 5 et 25 mm et le second matériau B, destiné à former la face aérodynamique comportant des coupons de longueur comprise entre 25 et 100 mm.

Au cours de cette étape préliminaire de préparation S50, des coupons de matériau à fibres longues discontinues peuvent être découpés puis une partie peut être mélangée avec des coupons de matériau métallique pour former un autre matériau C.

Autant de matériaux que nécessaires pourront être fabriqués à cette étape.

Les coupons des premier et second matériaux sont de préférence pré-imprégnés d’une résine thermodurcissable ou thermoplastique. Par exemple, la résine peut être choisie parmi les résines suivantes : PEI, PEEK, PSU, PAEK, PPS, PA, époxyde dont 8552, BMI.

Le procédé selon l’invention permet ainsi de fabriquer une pièce de structure en matériau composite notamment à fibres longues discontinues comprenant un corps ayant une première partie formant zone de renfort en un premier matériau et une seconde partie en un second matériau. Les deux matériaux comportent des coupons de matériau à fibres longues discontinues ou continues et diffèrent par leur taille et/ou par leur composition et/ou par leur nature. Bien que le procédé a été décrit sur l’exemple d’une pièce de reconstruction de flux d’air d’une turbomachine. Celui-ci s’applique à toute pièce de structure d’aéronef, et notamment à une pièce d’un kit moteur de turbomachine ou une pièce de nacelle de turbomachine, ces pièces plus compactes nécessitent des propriétés différentes en fonction des zones.

La figure 7 illustre une pièce 10 comportant une face aérodynamique 12, exposée au flux, et une face arrière 14 comportant une première zone de renfort 18 et une seconde zone de renfort 19. La première zone de renfort 18 est formée d’un matériau composite A de coupons DLF de faible longueur. La seconde zone de renfort 19 est formée d’un matériau composite C de coupons DLF de plus grande longueur que le matériau A mélangé à des chips de toile métallique. Le reste de la pièce est composé d’un matériau B de coupons DLF de plus grande longueur que le matériau A et qui peuvent être de même taille que ceux du matériau C.

Ainsi, cette pièce peut être la semelle d’un kit moteur d’une turbomachine qui présente à l’aval une zone sur laquelle vient s’appuyer la nacelle. Cette interface doit être barrière feu et un joint feu est comprimé sur toute la longueur de l’interface pour prévenir le passage de flamme. La compression du joint induit une pression importante. Il est impératif que cette zone de la semelle ne fléchisse pas durant un évènement feu. Ainsi, l’utilisation de fibres plus longues dans cette zone y est particulièrement avantageuse. Un matériau DLF compose la partie aérodynamique classique de la pièce. Un matériau DLF de dimension plus courte forme les complexités en face arrière, par exemple une longueur de fibres de 15 mm) et un matériau à fibres plus longues forme la zone d’interface nacelle, par exemple par exemple 50 mm de long.