OUTILLAGE ET PROCEDE DE FABRICATION D'UNE AUBE COMPOSITE POUR UN MOTEUR D'AERONEF
Outillage (40) pour la fabrication d'une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d'aéronef, comprenant : - un moule (30) et un contre-moule (34) qui définissent entre eux une empreinte (32) configurée pour recevoir une préforme tissée, l'empreinte (32) co...
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| creator | DROZ,, Nicolas BOSSAN,, Pierre-Antoine BLAISE,, Maxime Marie Désiré |
| description | Outillage (40) pour la fabrication d'une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d'aéronef, comprenant : - un moule (30) et un contre-moule (34) qui définissent entre eux une empreinte (32) configurée pour recevoir une préforme tissée, l'empreinte (32) comportant une première partie (Z1) configurée pour recevoir un bouclier (22) et au moins un bord de la préforme, et une seconde partie (Z2) configurée pour recevoir au moins une partie du reste de la préforme, et - des éléments (42, 44, 46) de gestion de la température de l'empreinte (32) qui sont configurés pour chauffer les première et seconde parties (Z1, Z2) de l'empreinte (32) à des températures différentes pendant au moins une étape d'un procédé de fabrication de l'aube (10). Figure pour l'abrégé : Figure 5
Tooling (40) for manufacturing a blade (10) made of composite material for a turbomachine, in particular of an aircraft, comprising: - a mould (30) and a counter-mould (34) which define between them a cavity (32) configured to receive a woven preform, the cavity (32) having a first part (Z1) configured to receive a shield (22) and at least one edge of the preform, and a second part (Z2) configured to receive at least part of the remainder of the preform, and - elements (42, 44, 46) for managing the temperature of the cavity (32), which elements are configured to heat the first and second parts (Z1, Z2) of the cavity (32) at different temperatures during at least one step of a method for manufacturing the blade (10). |
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Tooling (40) for manufacturing a blade (10) made of composite material for a turbomachine, in particular of an aircraft, comprising: - a mould (30) and a counter-mould (34) which define between them a cavity (32) configured to receive a woven preform, the cavity (32) having a first part (Z1) configured to receive a shield (22) and at least one edge of the preform, and a second part (Z2) configured to receive at least part of the remainder of the preform, and - elements (42, 44, 46) for managing the temperature of the cavity (32), which elements are configured to heat the first and second parts (Z1, Z2) of the cavity (32) at different temperatures during at least one step of a method for manufacturing the blade (10).</description><language>fre</language><subject>AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING ; BLASTING ; ENGINE PLANTS IN GENERAL ; HEATING ; LIGHTING ; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL ; MECHANICAL ENGINEERING ; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES ; PERFORMING OPERATIONS ; 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</subject><creationdate>2024</creationdate><oa>free_for_read</oa><woscitedreferencessubscribed>false</woscitedreferencessubscribed></display><links><openurl>$$Topenurl_article</openurl><openurlfulltext>$$Topenurlfull_article</openurlfulltext><thumbnail>$$Tsyndetics_thumb_exl</thumbnail><linktohtml>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20240913&DB=EPODOC&CC=FR&NR=3140007B1$$EHTML$$P50$$Gepo$$Hfree_for_read</linktohtml><link.rule.ids>230,308,776,881,25542,76289</link.rule.ids><linktorsrc>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20240913&DB=EPODOC&CC=FR&NR=3140007B1$$EView_record_in_European_Patent_Office$$FView_record_in_$$GEuropean_Patent_Office$$Hfree_for_read</linktorsrc></links><search><creatorcontrib>DROZ,, Nicolas</creatorcontrib><creatorcontrib>BOSSAN,, Pierre-Antoine</creatorcontrib><creatorcontrib>BLAISE,, Maxime Marie Désiré</creatorcontrib><title>OUTILLAGE ET PROCEDE DE FABRICATION D'UNE AUBE COMPOSITE POUR UN MOTEUR D'AERONEF</title><description>Outillage (40) pour la fabrication d'une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d'aéronef, comprenant : - un moule (30) et un contre-moule (34) qui définissent entre eux une empreinte (32) configurée pour recevoir une préforme tissée, l'empreinte (32) comportant une première partie (Z1) configurée pour recevoir un bouclier (22) et au moins un bord de la préforme, et une seconde partie (Z2) configurée pour recevoir au moins une partie du reste de la préforme, et - des éléments (42, 44, 46) de gestion de la température de l'empreinte (32) qui sont configurés pour chauffer les première et seconde parties (Z1, Z2) de l'empreinte (32) à des températures différentes pendant au moins une étape d'un procédé de fabrication de l'aube (10). Figure pour l'abrégé : Figure 5
Tooling (40) for manufacturing a blade (10) made of composite material for a turbomachine, in particular of an aircraft, comprising: - a mould (30) and a counter-mould (34) which define between them a cavity (32) configured to receive a woven preform, the cavity (32) having a first part (Z1) configured to receive a shield (22) and at least one edge of the preform, and a second part (Z2) configured to receive at least part of the remainder of the preform, and - elements (42, 44, 46) for managing the temperature of the cavity (32), which elements are configured to heat the first and second parts (Z1, Z2) of the cavity (32) at different temperatures during at least one step of a method for manufacturing the blade (10).</description><subject>AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING</subject><subject>BLASTING</subject><subject>ENGINE PLANTS IN GENERAL</subject><subject>HEATING</subject><subject>LIGHTING</subject><subject>MACHINES OR ENGINES IN GENERAL</subject><subject>MECHANICAL ENGINEERING</subject><subject>NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES</subject><subject>PERFORMING OPERATIONS</subject><subject>SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDEDFOR</subject><subject>SHAPING OR JOINING OF PLASTICS</subject><subject>STEAM ENGINES</subject><subject>TRANSPORTING</subject><subject>WEAPONS</subject><subject>WORKING OF PLASTICS</subject><subject>WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE, IN GENERAL</subject><fulltext>true</fulltext><rsrctype>patent</rsrctype><creationdate>2024</creationdate><recordtype>patent</recordtype><sourceid>EVB</sourceid><recordid>eNqNirsKwjAUQLM4iPoPd-skpFRwzuNGA21ujDdzKSVO0hbq_2MHP0A4cM5w9uJBmX3bqhsCMsREBi3ChlM6eaPYUwBb5YCgskYw1EV6ekaIlBPkAB0xbmUrhYkCuqPYvYb3Wk4_HwQ4ZHM_l2Xuy7oMY5nKp3epqS9Syquumz-WLwiDLmU</recordid><startdate>20240913</startdate><enddate>20240913</enddate><creator>DROZ,, Nicolas</creator><creator>BOSSAN,, Pierre-Antoine</creator><creator>BLAISE,, Maxime Marie Désiré</creator><scope>EVB</scope></search><sort><creationdate>20240913</creationdate><title>OUTILLAGE ET PROCEDE DE FABRICATION D'UNE AUBE COMPOSITE POUR UN MOTEUR D'AERONEF</title><author>DROZ,, Nicolas ; BOSSAN,, Pierre-Antoine ; BLAISE,, Maxime Marie Désiré</author></sort><facets><frbrtype>5</frbrtype><frbrgroupid>cdi_FETCH-epo_espacenet_FR3140007B13</frbrgroupid><rsrctype>patents</rsrctype><prefilter>patents</prefilter><language>fre</language><creationdate>2024</creationdate><topic>AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING</topic><topic>BLASTING</topic><topic>ENGINE PLANTS IN GENERAL</topic><topic>HEATING</topic><topic>LIGHTING</topic><topic>MACHINES OR ENGINES IN GENERAL</topic><topic>MECHANICAL ENGINEERING</topic><topic>NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES</topic><topic>PERFORMING OPERATIONS</topic><topic>SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDEDFOR</topic><topic>SHAPING OR JOINING OF PLASTICS</topic><topic>STEAM ENGINES</topic><topic>TRANSPORTING</topic><topic>WEAPONS</topic><topic>WORKING OF PLASTICS</topic><topic>WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE, IN GENERAL</topic><toplevel>online_resources</toplevel><creatorcontrib>DROZ,, Nicolas</creatorcontrib><creatorcontrib>BOSSAN,, Pierre-Antoine</creatorcontrib><creatorcontrib>BLAISE,, Maxime Marie Désiré</creatorcontrib><collection>esp@cenet</collection></facets><delivery><delcategory>Remote Search Resource</delcategory><fulltext>fulltext_linktorsrc</fulltext></delivery><addata><au>DROZ,, Nicolas</au><au>BOSSAN,, Pierre-Antoine</au><au>BLAISE,, Maxime Marie Désiré</au><format>patent</format><genre>patent</genre><ristype>GEN</ristype><title>OUTILLAGE ET PROCEDE DE FABRICATION D'UNE AUBE COMPOSITE POUR UN MOTEUR D'AERONEF</title><date>2024-09-13</date><risdate>2024</risdate><abstract>Outillage (40) pour la fabrication d'une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d'aéronef, comprenant : - un moule (30) et un contre-moule (34) qui définissent entre eux une empreinte (32) configurée pour recevoir une préforme tissée, l'empreinte (32) comportant une première partie (Z1) configurée pour recevoir un bouclier (22) et au moins un bord de la préforme, et une seconde partie (Z2) configurée pour recevoir au moins une partie du reste de la préforme, et - des éléments (42, 44, 46) de gestion de la température de l'empreinte (32) qui sont configurés pour chauffer les première et seconde parties (Z1, Z2) de l'empreinte (32) à des températures différentes pendant au moins une étape d'un procédé de fabrication de l'aube (10). Figure pour l'abrégé : Figure 5
Tooling (40) for manufacturing a blade (10) made of composite material for a turbomachine, in particular of an aircraft, comprising: - a mould (30) and a counter-mould (34) which define between them a cavity (32) configured to receive a woven preform, the cavity (32) having a first part (Z1) configured to receive a shield (22) and at least one edge of the preform, and a second part (Z2) configured to receive at least part of the remainder of the preform, and - elements (42, 44, 46) for managing the temperature of the cavity (32), which elements are configured to heat the first and second parts (Z1, Z2) of the cavity (32) at different temperatures during at least one step of a method for manufacturing the blade (10).</abstract><oa>free_for_read</oa></addata></record> |
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