SOUFFLANTES : Composites et Titane ; quelques aspects / généralités

Comme promis, je reviens sur le sujet des soufflantes / aubes de soufflantes en Composites & / ou en Titane.
Ce post n'est qu'une 'entrée en matière vulgarisée', pour poursuivre les observations faites par nos co-Forumistes sur ce sujet, notamment en ce qui concerne les contributions de GE, SNECMA & leurs partenaires.

N'étant pas spécialiste, ... je me mets sur le terrain de la vulgarisation. Je ne me place pas en contradicition avec les vrais spécialistes (mais, sans doute, en contradiction avec les adeptes du "paraître", quels qu'ils soient). Je serais nécessairement assez superficiel (n'étant pas techniquement qualifié ou équipé pour faire mieux).

Quelques remarques seront lapidaires. Ceci n'implique pas forcément de critique sur les plans techniques. Les faits essentiels méritent d'être traités de façon lapidaire, ce qui n'implique rien de péjoratif.

J'invite les spécialistes (et d'autres connaisseurs & / ou enthousiastes) à venir nous éclairer, et à me contredire avec leurs savoir et compétrences supérieurs.

Remarques générales, et anologies pour tuer quelques idées reçues.

L'idée galavaudée, selon laquelle l'utilisation de composites donne automatiquement une réduction de poids par rapport "au métal" ou aux "composites en métal" (un alliage de métaux est déjà, ou peut être classé "composite", comme a déjà été établi 'sous d'autres cieux'), ... est fausse. Il est ridicule de la faire circuler comme s'il s'agissait d'une vérité absolue. Ceux qui le font sont tout aussi ridicules.

Il suffit de regarder le problème du surpoids du B787.

Certes, les composites offrent, ou peuvent offrir des avantages, autres que l'avantage visé que serait la réduction poids. Ce n'est pas mon but de m'embarquer dans tout cela ! Je n'en ai pas les compétences. Et il n'est pas question de faire semblant de les avoir.

Il est indéniable que GE, SNECMA et leurs partenaires ont fait un travail remarquable (qui, sérieusement, mérite éloge) dans les conception, "design" et réalisation des soufflantes et aubes de soufflantes de leurs moteurs de la famille GE90 !

Historiquement (sans aller dans le détail):
--- GE était 'relativement médiocre' dans ses utilisations de Titane dans les soufflantes des moteurs d'avions. On en voit les conséquences aujourd'hui. Mais, après la prise de décision d'avancer dans l'exploitation des composites, GE / SNECMA & partenaires ont mis très peu de temps à montrer leurs prouesses.
Et celles-ci furent tout de suite grandes. Notamment, en matière de bird-strike, je ne me souviens d'aucun incident significatif avec les GE90, ... quelle que soit la variante du GE90 ! Et cela dure depuis des années !

GE avait fait preuve de talent et de compétence, de 'savoir-faire' / "know-how", et, immédiatement, avait connu la réussite dans cet axe de développement ! C'est pour cela que, lorsque nous voyons ce degré d'excellence d'un côté, mais constatons les problèmes sur les CF-6, et, disons-le, sur des quasi-lots de certains CFM-56 (pas la peine de revenir trop là-dessus), nous critiquons copieusement !

RR était franchement mauvais dans ses premières 'incursions' dans les composites pour ses soufflantes. Mais il maîtrisait avec excellence le Titane. Et il a décidé, ou a été poussé par les événements à décider, de progressser dans cette voie.
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Un point très intéressant, pour le profane, certes, mais aussi pour les ingénieurs chevronnés, est que :

--- chez GE, sur les GE90, la bordure / insertion du renfort en Titane, sur les bords 'd'attaque' des aubes de la soufflante, pénètre relativement peu dans la partie composite, et représente , sur le plan quantitatif, un pourcentage faible de l'aube ;
--- tandis que chez RR, les tentatives correspondantes (pas identiques) ont fini par grimper au point de représenter environ 60% de l'aube (sans doute en raison d'une faible maîtrise des composites chez RR, en contraste avec la grande maîtrise visible chez GE, surtout sur les GE90, d'entrée de jeu) ; chez RR, ce n'était plus la peine de parler d'aubes de soufflante ou de soufflante en composites !

Mais ......
--- L'ironie est que RR a eu la retombée inattendue que fut le constat d'avoir développé une maîtrise rapidement accrue (pour cause ! ) dans le travail du Titane, avec 'l'ouverture d'une porte' sur tout un champ de possibilités dans l'utilisation de Titane.
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Idée reçue des souplesses offertes par les Soufflantes en Composite.
--- Idée fausse, infondée !
--- Et on le démontrera dans des posts ci-après.
--- Car, comme nous l'avons vu dans le cas du B787, les contraintes liées au travail des composites viennent atténuer l'apparente illusion des souplesses et opportunités !

Voir la suite.

Suite 01.
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RAPPEL.
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Sous d'autres topics, il a été possible de lire des écrits sur l'expertise et la prouesse de RR dans sa production de "fans blades" / 'pales de soufflante', en Titane, au travers d'une large gamme de moteurs et de familles de moteurs.

Il est utile de rappeler ces propos de Robert NUTTALL, "vice-president for strategic marketing" de RR :
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R-R's advanced low-pressure systems study covers composite fans and fan cases, as well as lightweight low-pressure turbines. These technologies will ultimately be flight-tested in a Trent 1000.

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Sevrien a écrit: A noter !

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Nuttall a écrit:At the components level, specific studies are focused on composite fan blades and fan cases. "A bit of an issue for us is that our titanium blade is so good that it is actually lighter than most companies' composite blades, so we have to wait for a technology step so that we can move to composite for the next generation," .....

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lien :
[Vous devez être inscrit et connecté pour voir ce lien]l

Sevrien a écrit :
Absolument ! C'est ce que nous disons depuis longtemps !
Pendant les travaux de "weight-rip out", sur le programme B787, auquel les motoristes devaient contribuer, GE avait prévu une réduction du poids de son moteur GEnx 1B. Dans ce contexte, j'avais écrit que la différence entre le poids du fan du RR Trent 1000 et celui du fan du GEnx serait de "seulement 3%" (le poids plus léger étant bien celui du fan en composite du GEnx). Depuis que GE a dû réintégrer le poids enlevé, il est dit, en effet, que le fan du GEnx pèse maintenant légèrement plus lourd que celui du RR Trent 1000 en Titane ! Et cela ne changera pas sur cet avion B787, toutes choses égales par ailleurs)

Pour ceux qui connaissent l'histoire industrielle (même de l'époque 'moderne'), et qui comprennent les analogies légitimes, cet aspect de RR dans l'histoire de son 'vécu' avec les pales de soufflantes en Titane, rappelle le vécu de Mercedes dans le domaine du freinage, quand ce Constructeur n'a pas sauté à pieds joints sur les freins à disque ! "Ses" freins à tambour (je ne sais pas si c'est le Groupe Mercedes, ou Daimler-Benz, ou un équipementier, qui fabriquait les freins à tambour en question) étaient d'une telle efficacité (je m'en souviens, ... ayant conduit une des 'dernières" 220 équipées de freins à tambours, roues avant et arrière), que Mercedes a dit qu'il n'adopterait pas les freins à disque, avant que ces derniers n'aient démontré de manière convaincante & concluante, qu'ils offraient plus d'efficacité et de sécurité, et un intérêt économique plus fort que "ses" freins à tambour.

Cela a mis un certains temps ! Pas trop longtemps, ... mais un certain temps, tout de même !
Et RR reconnaît implicitement qu'il ne va pas se précipiter vers les réductions de poids, peut-être illusoires pendant un certain temps encore, en attendant les résultats confirmés de nouvelles technologies.

C'est pour cela que RR a "missionné" GKN, pour les recherche, faisabilité, conception, "design", développement, essais, mise-au-point, réalisation de prototypes, et détermination des possibilités d'industrialisation d'un type de "fan" de toute nouvelle génération, adapté pour un moteur de toute nouvelle génération.

Bien entendu, il faudrait que, pour les soufflantes des moteurs à architecture à 3 arbres, du genre en gestation (Advance3),... l'un des objectifs d'importance primordiale, un 'sine qua non', serait / est d'assurer une compacité et toutes les qualités accompagnatrices de cette caractéristique, que sont légèreté, robustesse et rigidité, afin de préserver l'avantage inhérent (et prouvé) aux moteurs à architecture à 3 arbres, par rapporte à ceux à architecture à deux arbres.

L'avantage en terme de poids, au bénéfice des moteurs à architecture à 3 arbres, est dû, en grande partie, à la longueur plus importante des "à 2 arbres". Par exemple, un B777-200ER, équipé de 2 x GE90-94B (à 2 arbres), toutes choses égales par ailleurs, est plus lourd de > 3.3 tonnes que le même B777-200ER équipé de 2 x RR Trent 895 (à 3 arbres), plus compacts.

Tous les acteurs industriels, et observateurs qualifiés (et même les enthousiastes avec les compétences / connaissances fondamentales appropriées) savent que ce sont les moteurs à architecture à deux arbres qui , étant intrinsèquement plus longs que les 'à 3 arbres' correspondants, ont / peuvent avoir des problèmes de robustesse et de rigidité, dont lesdits "à 3 arbres" sont exemptés.

Le problème est que les "à 2 arbres", en raison de leur longueur, par rapport à la relative compacité des "à 3 arbres", sont assujettis à du "flexing". Cela provoque de l'usure quand le moteur fonctionne. L'usure , une fois commencée, progresse assez vite, et fait perdre de l'efficacité au moteur dans son fonctionnement. Au contraire, les "à 3 arbres", grâce à leur robustesse et rigidité, subissent beaucoup moins de "flexing" et d'usure. Leur capacité de 'rétention d'efficacité est bien supérieure à celle des "à 2 arbres".

L'usure résulte assez rapidement en une dégradation, ou érosion de "fuel-burn efficiency", qui se manifeste bien plus tôt chez les "à 2 arbres" que chez les "à 3 arbres".

La supériorité de "efficiency retention" des "à 3 arbres" creuse (en leur faveur ) l'écart de "fuel-burn efficiency". L'avantage en terme de "fuel-burn efficiency" des "à 3 arbres" ne cesse de croître. Pour arrêter la détérioration en terme de "fuel-burn efficiency" des "à 2 arbres", il faut une grosse & coûteuse intervention d'entretien.

De cette façon, les moteurs "à 3 arbres" se révèlent bien plus intéressants pour l'opérateur (la Cie. Aérienne) sur les deux plans 'clé' que sont "fuel-burn efficiency" et "entretien", que les "à 2 arbres" ! Ceci pèse sur les DOC
des avions équipés de moteurs à architecture à deux arbres !
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Pour remédier aux problèmes de flexing, d'usure , d'érosion d'efficacité, il faut "densifier " le métal des arbres, pour les rendre plus robustes & rigides. Mais cela ne fait qu'aggraver le relatif surpoids des moteurs , ce qui ne milite surtout pas , a priori, en faveur des moteurs 'à deux arbres" et / ou de la performance de l'avion !

Pour la pertinence de ces points, ...... voir la suite.

Suite 02.
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Maintenant !

--- (a) Les pales de soufflante / "fan-blades" en composite sont nécessairement plus "longues" en terme de profondeur (d'avant en arrière) que les pales en Titane.

--- (b) Ceci est une des contraintes de la combinaison / compromis des besoins en terme de :

• robustesse ;
  
  
• capacité de résistance au FOD (Foreign Object Damage ; par exemple, "Bird Strike" / 'Choc Aviaire') ;
  
• "design" capable d'optimiser la capacité de résistance des renforts en titane, insérés sur et autour du bord des pales (ici, GE a admirablement réussi ces aspects sur ces soufflantes des moteurs GE90) ;
  
• efficacité aérodynamique (pénétration dans l'air et capacité d'absorption des volumes d'air ; "air-fluidity through the engine" / 'fluidité du passage de l'air dans le moteur, depuis l'entrée jusqu'à la sortie....' ).
  
• Cette liste n'est pas forcément exhaustive, ... mais illustrative.
  

--- (c) Plus cette longueur est importante, ..... 'pénétrante' vers l'intérieur du moteur, plus le moteur est long, et plus ses arbres sont exposés au problème de "flexing". Plus il faut 'densifier' le métal de l'arbre etc., .... pour empêcher le "flexing", mentionné dans le post précédent, ce qui ne fait qu'augmenter le poids du moteur.

--- (d) plus la longueur (dans le sens indiqué, vers l'intérieur du moteur) des pales est importante, plus la distance entre les pales / "fan-blades" et la première rangée des "airfoils" / "aerofoils" derrière les pales, allant (dans le sens de la longueur) vers l'intérieur du moteur, et plus le moteur et ses arbres ont besoin d'être longs. Cet aspect est aggravé, plus il y a de rangées de "airfoils" / "aerofoils".

--- (e) Toute cette longueur supplémentaire augment le poids du moteur, .... et, par ailleurs, plus il est difficile 'd'équilibrer' le moteur. Aussi, plus il est difficile d'optimiser la consommation, ainsi que les émissions de bruit !
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Il est clair que ceux qui croient que, automatiquement, les soufflantes en composite offret plus de possibilités et de souplesses, ...... se trompent lourdement !

RR sait que, compte tenu de sa maîtrise des soufflants en titane, et de ce que nous venons d'écrire sur les soufflantes, ..... il ne va pas chercher à précipiter le mouvement vers les soufflantes en composite.

Réactions ?

Bonjour, chers tous.
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Lien :
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DATE:07/03/11. SOURCE:Air Transport Intelligence news
CFM studying new weight savings for Leap-X blades
By [Vous devez être inscrit et connecté pour voir ce lien]

CFM International is studying further weight reductions for the Leap-X engine after becoming satisfied that the baseline design will meet certification requirements.

Oui ! Parce que le moteur est trop lourd !

The General Electric-Snecma joint venture is examining the feasibility of reducing the thickness of the composite blades and fan case for the next-generation narrowbody engine, says Ron Klapproth, LEAP-X programme director.
Internal analysis has confirmed that the current design, which is based on scaling down technology from the widebody-class [Vous devez être inscrit et connecté pour voir ce lien]-series, is strong enough to pass bird-strike and blade-out tests required to achieve certification, Klapproth says.

Il est probable que ceci sera le cas. Et la seule possibilité, à la lumière de ce qui est écrit dans les posts ci-dessus,réside dans ce genre de modification. Aussi, GE a prouvé, jusqu'ici, que sa maîtrise de ce type de technologie donne d'excellents résultats.

Bien entendu, il est clair que CFMI est conscient du besoin de réduire le poids de son moteur ! Dans cette gamme de motorisation, il sait déjà que son moteur sera plus lourd, substantiellement plus lourd que le moteur de la gamme Advance2 que RR aurait pu présenter. Pour les poussées plus fortes (sur un événtuel futur B797), GE sait que CFMI (GE / SNECMA) sera largué par les produits de la gammme Advance3 !

By shifting from metal to composite blades, the current design of the 18-blade Leap-X fan reduces overall weight by about 168lb.

Oui ! 75 kgs. ! Mais, .... ceci n'est pas une performance brillante, quand on se souvient (sauf erreur ou omission de ma part) que les pales des CFM-56 sont encore en titane solide, pas creux / soufflé, comme le sont les pales des IAE V2500, par exemple. Et là, la résistance des pales en titane solide (des CFM-56) est relativement 'médiocre' !

To improve the strength, CFM also needed to change the manufacturing process. GEnx blades are fashioned using a two-ply lay-up process. The Leap-X material is manufactured using a 3-dimensional woven resin transfer moulding (RTM) process, improving the blade's strength.

Cela devrait être le cas !

Meanwhile, CFM is building the eCore 2 demonstrator to test Leap-X components. Compared to the eCore 1 rig tests, the new demonstrator adds a second stage to the high pressure turbine. The first dual-spool tests of the low- and high-pressure turbine spools are set to begin later this year.
Snecma has started endurance testing of the 71in-diameter fan derived from the company's Mascot programme.
CFM is preparing the first Leap-X engine for certification in 2014. The Leap-X1C engine has been selected by Comac to power the C919, and is being considered to power the [Vous devez être inscrit et connecté pour voir ce lien] A320neo.

Oui.
Bien sûr, le problème ou le challenge sera la longueur du moteur ! CFMI doit faire ses meilleurs efforts pour améliorer l'aspect "rétention d'efficacité' / "efficiency retention".

Réactions ?

Bonjour, chers tous.

J'espère que les 'vulgarisations' ci-dessus répondent aux questions 'clé' des amateurs enthousiastes.

Bien sûr, elles laisseront les vrais professionnels sur leur faim, et, sans doute, pourront attirer leurs critiques fondées.

Lien :
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Hollow fan blade manufacture

Rolls-Royce has designed wide-chord fan blades to be hollow in order to save weight. This employs a unique manufacturing process developed by the Group.

Et breveté, donc ! "Tough luck", P&W ! :lol:

First generation wide-chord fan blades, used on the RB211 and V2500 engine families, use a titanium honeycomb sandwich structure, where the honeycomb is diffusion bonded between two solid sheets. The next generation of fan blades, for the Trent range of engines, features an internal structure that is created during a process that diffusion bonds and super-plastically forms three sheets of titanium.

Voilà !

Hollow design allows significant weight savings to be made in the fan blade, especially at larger sizes, and a follow-on weight saving in the fan disc, structure and containment features.

Cela fait / a fait des jaloux, n'est-ce pas ?

The Rolls-Royce wide chord fan blade is perhaps the best example of the application of titanium, coupled with advanced processing techniques, to give a significant service advantage. Modern blades are manufactured from three sheets of titanium representing the two outer skins and the internal corrugated structure. An inhibitor is applied, to define the internal structure, and then the three pieces are bonded in a high temperature pressure vessel. The blade is twisted and the cavity inflated at very high temperature using an inert gas in a shaped die to yield its final aerofoil shape.

A noter l'aspect unique : ceci nécessite la combinaison matériau + "process" !

The total process results in bonds with properties equivalent to the parent material and an internal stiffening structure which bears its share of the centrifugal load. Compared to the original solid clapper design this gives a fan module which is 24 per cent lighter, an overall engine weight benefit of 7 per cent, with a significant increase in foreign object damage (FOD) resistance over competitor designs.

Voilà un cocktail qui a donné les vibratios des tentations à P&W !

Oui ! "RR & GKN : Materials Joint Venture" !
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Cela vaut, sans doute, la peine de donner une identitié à ce sujet, et à ce projet RR / GKN !
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RAPPEL
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Il est utile de faire ce rappel, sous ce lien :
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Lien :
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Rolls-Royce in materials joint venture with GKNLONDON | Wed May 28, 2008 6:12am EDT
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Il y en a qui se réveillent aujourd'hui ! Cette Joint venture à une date antérieure de plus de trois ans !
Le 28 mai, 2008 !

Les mêmes, bien entendu !

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LONDON May 28 (Reuters) - British engine maker Rolls-Royce Group Plc ([Vous devez être inscrit et connecté pour voir ce lien]) said on Wednesday it and British engineer GKN Plc ([Vous devez être inscrit et connecté pour voir ce lien]) had formed a joint venture to research and develop the use of composite materials in aero engine fan blades.

Nous en avons écrit, sous d'autres cieux, même avant les périodes de nos "gares de départ", comme dit Jeannot !
Et même depuis des périodes positionnées bien avant cette date du 28 mai, 2008 précitée !

Rolls-Royce will fund and own 51 per cent of the project, into which 11 million pounds ($22 million) will be invested.
"Composite technology research that this organisation will undertake is aimed at delivering light-weight and low-cost fan blades for engines for the next generation of airframe applications," Rolls-Royce said in a statement. (Reporting by Dan Lalor; Editing by Paul Bolding)

Voilà !

Copie légitime !
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Cett affaire ne concerne pas que les RR Trent !


Elle concerne le thème général des matériaux et composites, et a toute sa place, en tant que "topic", sous cette rubrique "Matériaux & Composites".

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Il n'y a pas de "hors sujet" ici ! Il est clair qu'il n'y a pas de tentaive de Flooding !
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Voici l'article promis.
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Lien (et commentaires):
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GE Aviation to use ceramic matrix composites in jet engines.

Mais il n'y a aucune 'occultation' à l'encontre de RR (pour cause ; GE n'a pas le monopole ; et, en général, c'est RR qui est en avance sur GE dans la recherche. Et RR a une expérience très avancée en matière d'utilisation de céramiques, .... avec un long historique pertinent) ; RR a une expérience plus longue en 'thermo-dynamique' que GE, qui a un historique bien plus longue que P&W ! Nous l'avons écrit il y a longtemps) .

The F136 development engine for the Joint Strike Fighter (JSF) contains third-stage, low-pressure turbine vanes made by GE from ceramic matrix composites. The company is targeting commercial aircraft engines next.

News Item From: High-Performance Composites May2009
Posted on:3/10/2009
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JSF F136 engine

GE Aviation (Evendale, Ohio) is taking the unprecedented step of introducing durable, lightweight composite components into the “hot section” of a jet engine. The GE Rolls-Royce Fighter Engine Team’s F136 developmental engine for the Joint Strike Fighter (JSF) contains third-stage, low-pressure turbine vanes made by GE from ceramic matrix composites (CMC), which are capable of handling the extreme temperatures. The company says the work could lead to the first commercial use of CMCs in a jet engine’s combustor and turbine areas when an F136-powered JSF begins flight testing in 2010.

Bien sûr, vous vous souviendrez de ce que j'ai écrit ci-dessus sur la manière dont RR choisit son "timing" avant de glisser vers des adoptions de nouveaux matériaux.

CMCs are typically made of silicon carbide ceramic fibers and ceramic resin, and are further enhanced with proprietary coatings. CMC development is a key initiative at GE Aviation, ...........

Certes, ....... mais sur laquelle GE n'a aucune exclusivité. D'ailleurs, il y aurait bien plus de coopération entre GE & RR, sur cette 'technologie', que de 'secret' !

Vous vous souvenez à quel point certains 'Agités' conspuait chez RR son expertise dans les 'coatings' ? Pour ce qui est des 'coatings', on nous informe que RR n'est surtout pas 'suiveur' ! ;)

Mais, ... vous savez ce que c'est, que les gobeurs d'idées reçues !

...... and an enabling technology in several of GE’s private and government-funded engine demonstrator programs now underway. CMC components also are a key feature of GE’s eCore program, the cornerstone for the company’s next-generation of jet engines for narrow-body regional and business jets because of their low mass and greater durability and heat resistance, compared to metals. These characteristics mean engines need less cooling air, which improves overall engine efficiency. GE Aviation produces CMC parts at its facility in Newark, Del.

Oui.

GE Aviation and GE’s Corporate Research Center have pursued CMC technology for more than 15 years. Several years ago, GE Aviation ran a government demonstrator engine with a combustor liner and low-pressure turbine blades. “Developing new jet engine materials takes many years of investment and commitment,” said Robert Schafrik, GE Aviation’s general manager of materials and process engineering. “But the benefits can provide a considerable competitive advantage. CMCs are a new frontier that will raise the bar in jet engine performance.”

C'est un point de vue partagé, avec des nuances dans le détail, mais non pas sur le fond, entre GE & RR ! P&W n'a pas abordé ces aspects avec la promptitude et les budgets que GE & RR y ont consentis !

Schafrik predicts CMC parts will populate many areas in the engine’s hot section, including high- and low-pressure turbine vanes and blades, turbine shrouds, and combustor liners. For example, CFM International, a 50/50 joint venture of Snecma and GE, will run a Leap-X demonstrator engine in 2010 with CMC components, in pursuit of technologies for next-generation engines for narrow-body aircraft.

RR était largement 'à niveau' de son côté, et l'est toujours. Mais, il a son planning., et les programmes du RU et de l'UE, auxquels il participe !

GE Aviation pioneered the use of composites in the “cold section” of jet engines in 1995, introducing the first composite front fan blade (a carbon/epoxy construction) in its GE90 engine, which powers the Boeing 777. In its new GEnx engine, developed for the Boeing 787, GE will use similar composite fan blades, and introduce a braided-fiber composite fan blade containment case. Both will provide dramatic weight savings. CMC combustor liners are under consideration for future GEnx production models.

Les soufflantes et les pales réalisés par GE (et SNECMA, n'est-ce pas ?) sont de belle facture. Leurs qualités de résistance sont excellentes ! Leur excellence, met en pièces et dans l'ombre les tentatives 'correspondantes' de RR , des années 1960 / premières années 1970. RR en est conscient. D'ou l'association avec GKN, qui sera une réussite.
Mais nul ne peut nier le leadership en matière de pales de soufflante en Titane. RR a su transformer son échec abominable, qui l'a marqué, en une réussite qu'on peut qualifer d'extraordinaire dans l'approche par le métal !
D'ailleurs, les infractions perpétrées par P&W des brevets de RR, litige maintenant réglé, en témoignent fortement !

Le "fan-casing" du RR Trent 1000 n'est guère plus lourd que le celui du GEnx (2% à 3% au maximum). Et RR sait comment réduire substantiellment le poids de ses "fan-casing", ..... au moment jugé opportun ... par RR et ses clients (et son "supply chain")!

RR a, dans sa gibecière, de nouveaux matériaux autres que les CMC ! ;)
Pour les raisons expliquées dans les posts sous les topics "Gas Turbines" (rubrique "Propulsion"), il y a des facteurs objectifs qui font quel'ensemble "fan-blades" / soufflante en "composite" du GEnx est vraisemblablment plus lourd que celui du RR Trent 1000, ... et que l'architecture à 2 arbres des GEnx, n'ayant pas la compacité des RR Trent 1000 à architecture à 3 arbres, soit plus lourd globalement.

Tout le monde sait que RR & GKN, en partenariat / "Joint Venture", sous le "leadership" technique opérationnel de GKN, en conformité avec un Cahier des Charges (les Objectifs) de RR, travaillent, vers un horizon "pas trop proche", sur une soufflante 'tout composite'.

Il faut se rappeler que le terme "Fan System" ne veut pas dire la seule soufflante et ses pales !

Réactions ?

Bonsoir, chers tous.
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Une petite série (voici le post no. 01) , pour montrer à quel point les Agités, et autres scribouillards et Forumistes d'ailleurs, bourrés de mauvaise foi et de parrti pris, qui cherchent à 'monter', par insinuation sournoise et infondée (véritable "outil" idiot de malhonnêteté intellectuelle), ne font que révéler l'étendue de leur ignorance, leurs stérilité et futilité d'arguments, dans les fictions qu'ils tentent de concocter.
Et ils font tout cet effort en essayant de se montrer "experts" ! Il ne font que mettre en relief leur "paraître" et leur superficialité.
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Voici un extrait parlant de certains écrits de RR.
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Rolls-Royce is drawn towards composite materials because of their high specific strength and stiffness. Of the three groups, the polymer matrix composites (PMCs) currently account for almost all of the composite materials used in the gas turbine, despite their relatively low temperature capability of typically less than 150°C. Metal matrix composites (MMCs) are attractive for application at intermediate temperatures while ceramic matrix composites (CMCs) offer exciting possibilities for very high temperature applications where loads are modest.

Ne serait-ce que pour écrire ces quelques lignes d'entrée en matière, RR doit avoir amassé des volumes d'informations, et d'expérience pratique sur ces sujets.

Sur la base de cette petite illustration, ces Agités d'ailleurs, ne peuvent-ils pas voir la futilité de leur 'gobage' des textes médiocres et sans intérêt, des scribouillards 'à deux balles la page', pour en assurer le véhiculage ailleurs, comme autant d'idées (fausses) recues ?

If all these classes of composite materials achieve their full potential then the gas turbine engine 20 years from now will have significantly higher composite content than today’s. PMCs could constitute much of the nacelle, fan system, shaft support structures, casings and some stators. The intermediate and high pressure compressor rotors will be MMC while the combustor can, nozzles and some of the rear structure will exploit the advantages of CMCs.

Voilà !

Voir suite, post 02, ci-après.

Petite série, ... post 02.
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Polymer Matrix Composites (PMCs)

PMCs have been used in the gas turbine since the early 1960s. In fact, glass reinforced epoxy constituted 40 per cent by volume of the RB162, a 1960s lift engine,including the compressor stators and rotor blades. Interest in carbon fibre composites was stimulated by their successful application for fan blades on some Rolls-Royce Conway engines for VC10 airliners.

RR n'est pas un "new kid on the block" / un "Johnny come lately" !

Il faudrait vraiment que ces Agités et autres du même tonneau se mettent en congé pendant des années ! On n'aurait pas besoin de lire leurs bobards !

Further expansion of these materials into the core of the engine and components critical to its successful operation will require a greater maturity from both the materials and the associated design methodologies.

Evidemment, cd n'est pas dans les Sources des Agités que l'on puisse trouver cette franchise, ... cette factualité ! Les Agités préfèrent le marketing hype ; les faits leur font peur ! Ils fuient les faits.;)

The higher temperatures will demand the development of a high temperature matrix system capable of being economically moulded into complex geometries. Fire and damage tolerance are also barriers to be overcome, yet the rewards of replacing heavier expensive metal fabrications are large.

Voilà ! C'est dit sobrement ! RR y réfléchit constamment, et fait sa recherche pertinente ! RR ne donne pas dans les annonces tonitruantes, qui ne sont pas suivies d'effet ! RR laisse tout ça pour qui vous savez ! :lol:

Voir suite (Post 03) ci-après.

Suite : Post 03.
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Metal Matrix Composites (MMCs)

MMCs extend the potential temperature range for the application of composite materials. Currently the most promising MMC system for gas turbine application is the titanium MMC (TiMMC). The high performance of the continuous, silicon carbide fibres means that when they are embedded in a Ti-6Al-4V matrix, the overall system can yield a 50 per cent increase in strength, a two-fold improvement in stiffness and a reduction in density compared with the parent material.

I l y a du potentiel.

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TiMMCs offer an alternative to conventional titanium alloys in the compressor section of the engine.

Aah !

The application which is seen to yield the greatest benefit is a natural development beyond the titanium blisk to the integrally bladed ring or bling. Here the bore of the disc can be eliminated, as the hoop stress can be born by the fibre reinforced rim alone, resulting in significant weight savings of up to 70 per cent over a conventional disc and blade arrangement and 40 per cent over a conventional titanium blisk design.

A noter !

The first TiMMC bling application will be in a military vehicle where weight is critical. However, costs remain an issue and there are a number of projects underway to look at reducing fibre and manufacturing costs.

Voilà. Retour à la notion du "Business Case" ! Comme nous l'avons dit, écrit et répété !

Voir suite (Post 4).

Suite : Post 04.
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Ceramic Matrix Composites (CMCs)

CMCs offer potentially significant temperature advantages over metals, together with a density typically one third that of nickel. They exhibit very high levels of specific stiffness compared to the competitor superalloys, but this must be weighed against a lack of ductility and the consequently low defect tolerance.

A noter ! Ne pas sauter à la conclusion !

Whilst a CMC does retain its specific strength to higher temperatures than metals, in absolute terms the useable strength is low.

Les Agités ne le savent pas ! S'ils le savaient, ... cela se saurait !

Due to these mechanical limitations, CMCs have to-date only been considered for niche applications as high temperature components at low structural loads, where their temperature capability can be exploited in order to avoid the need for cooling of metal components. This can yield a cost benefit for the overall engine even when the use of the CMC is not justified on a component for component basis.

Beaucoup de remarques dans nos récents posts vont largement dans le sens de ce genre de "caveat" !


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Two systems have emerged as having significant potential: SiC/SiC and oxide/oxide.

Réactions ? Dans quelle mesure ces posts, y compris la petite série ci-dessus, peuvent-ils être utiles pour les Agités et autres du même tonneau ?
Y a-t-il assez de matière ci-dessus, pour inciter l'Agité de Service à répondre à lui-même, au lieu d'empoisonner le WWW avec ses balivernes ?