PROCEDE DE FABRICATION D'UNE PIECE AUBAGEE POUR UNE TURBOMACHINE D'AERONEF

Procédé de fabrication d'une pièce aubagée (10) pour une turbomachine d'aéronef, cette pièce aubagée (10) comportant une pale (12) présentant un axe d'empilement (X) et dont au moins une extrémité longitudinale est reliée à une plateforme (14) transversale, le procédé comprenant les é...

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Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	PAUTARD,, Sebastien, LANFANT,, Nicolas Pierre
Format:	Patent
Sprache:	fre
Schlagworte:	AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING BLASTING ENGINE PLANTS IN GENERAL HEATING LIGHTING MACHINES OR ENGINES IN GENERAL MAKING GRANULES OR PREFORMS MECHANICAL ENGINEERING NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES PERFORMING OPERATIONS PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BESHAPED RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIALCONTAINING PLASTICS SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDEDFOR SHAPING OR JOINING OF PLASTICS STEAM ENGINES TRANSPORTING WEAPONS WORKING OF PLASTICS WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE, IN GENERAL
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Beschreibung
Zusammenfassung:	Procédé de fabrication d'une pièce aubagée (10) pour une turbomachine d'aéronef, cette pièce aubagée (10) comportant une pale (12) présentant un axe d'empilement (X) et dont au moins une extrémité longitudinale est reliée à une plateforme (14) transversale, le procédé comprenant les étapes de :a) réalisation d'une préforme (18) en fibres, cette préforme (18) comportant une première partie (16) destinée à former une pale (12) et au moins une seconde partie (20) destinée à former une plateforme (14), cette seconde partie (20) de la préforme (18) comportant une déliaison définissant deux portions (22) superposées séparées par une surface de déliaison sensiblement parallèle à l'axe (X),b) plier les portions (22) respectivement sur deux côtés opposés de la première partie (16), etc) rigidifier la préforme (18). Figure pour l'abrégé : Figure 3b The invention relates to a method for producing a bladed component (10) for an aircraft turbine engine, this bladed component (10) comprising a blade (12) which has a stacking axis (X) and at least one longitudinal end of which is connected to a transverse platform (14), the method comprising the steps of: a) producing a fibrous preform (18), this preform (18) comprising a first part (16) that is intended to form a blade (12) and at least one second part (20) that is intended to form a platform (14), this second part (20) of the preform (18) comprising a disconnect that defines two stacked portions (22) that are separated by a disconnect surface that is substantially parallel to the axis (X), b) folding the portions (22), respectively, on two opposing sides of the first part (16), and c) stiffening the preform (18).