[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

CN110402320B - 涡轮机叶片及其制造方法 - Google Patents

涡轮机叶片及其制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110402320B
CN110402320B CN201880017212.7A CN201880017212A CN110402320B CN 110402320 B CN110402320 B CN 110402320B CN 201880017212 A CN201880017212 A CN 201880017212A CN 110402320 B CN110402320 B CN 110402320B
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
insert
reinforcement
preform
longitudinal direction
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201880017212.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110402320A (zh
Inventor
N·P·兰凡特
达西尔 P·费夫雷
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran SA
Original Assignee
Safran SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA filed Critical Safran SA
Publication of CN110402320A publication Critical patent/CN110402320A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110402320B publication Critical patent/CN110402320B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • B29C70/222—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure the structure being shaped to form a three dimensional configuration
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
    • B29B11/00—Making preforms
    • B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
    • B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/24—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least three directions forming a three dimensional structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0025—Producing blades or the like, e.g. blades for turbines, propellers, or wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D03—WEAVING
    • D03D—WOVEN FABRICS; METHODS OF WEAVING; LOOMS
    • D03D25/00—Woven fabrics not otherwise provided for
    • D03D25/005—Three-dimensional woven fabrics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/702—Reinforcement

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

本发明涉及一种叶片(100)，包括：由复合材料制成的叶片本体(110)，具有呈现三维编织和由基质致密化的纤维加强件(120)，加强件包括通过第二端部部分(122)延伸的第一部分(121)，第二端部包括彼此分开的两个部段(122a)；以及具有π形截面(n)的附连件(130)，包括平台部分(131)和两个彼此分开的纵向凸缘(132)，平台部分包括由底壁(135a)和边缘(135b)界定的壳体(135)，底壁包括与凸缘(132)之间的空间连通的开口(136)，纤维加强件的第一部分(121)夹在两个凸缘(132)之间，纤维加强件的第二部分(122)的部段(122a)折叠抵靠壳体(135)的底壁(135a)。此外，本发明涉及一种制造涡轮机叶片(100)的方法。

Description

涡轮机叶片及其制造方法
技术领域
本发明涉及涡轮机叶片的一般领域。更具体地但非排它地，涉及具有复合材料的叶片本体和平台嵌入件(élément rapporté)的航空涡轮机次级流整流器的输出导向叶片。
背景技术
图1示出了对中在X轴上的涡轮风扇发动机1的纵向截面示意图。它从上游到下游包括：风扇2、低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7。在涡轮喷气发动机1的入口处，进入风扇2的空气流被分成初级流或热流和次级流或冷流。次级流的流动通道通常包括整流器，该整流器设有设置在风扇2下游的出口导向叶片10(或“OGV”，用于“出口导向叶片”)，并且其特定功能是在风扇2的出口处使冷流变直以获得最大推力。这些叶片10还具有结构功能，并且必须能够特别地承受发动机在操作中施加的力(例如切向弯曲、也称为“风扇扭转”)，或者由于通过风扇2吸入物体或风扇2的叶片的分离而产生的冲击。因此，这些叶片10必须提供令人满意的机械性能，同时足够薄以通过限制其质量来改善发动机的推进性能。
已知由复合材料制成出口导向叶片10，复合材料包括由例如有机基质的基质所致密化的纤维加强件，以便获得提供良好机械强度同时具有减小质量的部分。图2中以立体图示出了现有技术复合材料的叶片10的示例。叶片10包括叶片本体12，叶片本体12在内平台14和两个外部平台16之间径向(相对于轴线X)延伸，叶片10借助于内平台14固定到涡轮喷气发动机1的内壳体8。外部平台16在此包括用于将叶片固定到涡轮喷气发动机的外壳体9的开口，并且由于它们的位置，这些在发动机运转时受到高应力切向弯曲。
图3示出了立体图，其示出了复合材料平台16的设计原理，该复合材料包括通过基质致密化的纤维加强件18(对应于也形成叶片本体12的纤维加强件)。纤维加强件18在平台16处具有两个部段20，这两个部段彼此分开并折叠在叶片本体12的任一侧上。插入件(insert)22存在于两个部段20的连结的水平处，以便加强平台16。传统上，这种叶片10由根据树脂传递成型(RTM)工艺由基质致密化的三维纤维加强的预制件制成。这种叶片10在制造简单和减小叶片质量方面具有优势。
然而，这些出口导向叶片10的机械强度可以进一步提高，特别是在平台16处，以确保叶片10附连到涡轮喷气发动机。
发明内容
本发明的主要用途因此是提供一种提供改进的机械强度的涡轮机叶片结构，其中，根据本发明的叶片包括：
复合材料的叶片本体，其具有利用三维编织和由基质致密化的纤维加强件，纤维加强件具有与所述叶片的纵向方向对应的纵向方向并且在该纵向方向上具有通过第二端部部分延伸的第一部分，第二部分包括两个部段，该两个部段从第一部分和第二部分之间的接合部至纤维加强件的自由端彼此分开；以及
具有派(π)形截面的嵌入件，该嵌入件具有垂直于纵向方向延伸的平台部分和两个纵向凸缘，该两个纵向凸缘通过空间彼此分开，平台部分包括由底壁和凸缘界定的壳体，底壁包括与两个凸缘之间的空间连通的开口，叶片本体的纤维加强件的第一部分夹在嵌入件的两个凸缘之间，纤维加强件的第二部分的部段折叠在第一部分的任一侧上，抵靠嵌入件的壳体的底壁。
在考虑到在操作期间施加在叶片上的切向、拉伸和压缩弯曲力的模拟的帮助下，已经表明根据本发明的涡轮机叶片结构是在以下两者之间的极好折衷：与金属叶片相比质量减小，以及与现有技术的、特别是在上述引言中提出的复合叶片相比机械强度提高。特别地，根据本发明的叶片的机械强度在平台嵌入件处得到改善。由于三维编织纤维加强件和使用单个嵌入件形成平台，根据本发明的叶片还制造简单。
“三维编织”或“3D编织”在此意指编织模式，其中至少一些经纱在若干纬纱层上结合纬纱。当然，术语“纬”和“经”在先前的定义中完全可互换。
在示例性实施例中，纤维加强件的第二部分的部段可以在包含纤维加强件的纵向和横向方向的平面中分开(或不互连)。
在示例性实施例中，叶片还可包括在所述部段之间的接合部处、在纤维加强件的第二部分的部段之间的插入件。该插入件可以填充纤维加强件的第二部分的部段之间的接合部处的空间。这样，可以填充嵌入件的壳体，这允许在与叶片本体相对的附接元件的面处获得平坦表面。该布置使得能够进一步提高组件的机械强度。该插入件可以使用粘合剂或树脂胶合，例如使用用于制作叶片的树脂胶合。
在示例性实施例中，叶片还可包括至少一个安装孔，该安装孔穿过嵌入件和纤维加强件的第二部分的部段。安装孔可以允许紧固装置(螺钉、铆钉等)通过以将叶片固定到涡轮机的另一部分，例如壳体。因此，由于紧固装置与叶片本体的嵌入件和纤维加强件接合，因此叶片的附连得到改善。在这种情况下，如果纤维加强件的第二部分的部段的尺寸使得部段覆盖壳体的整个底壁可能是有利的。替代地，安装孔不必穿过纤维加强件的第二部分的部段。
在示例性实施例中，叶片还可包括在叶片本体的纤维加强件和嵌入件之间的粘合剂膜。该布置使得能够通过增加纤维加强件和嵌入件之间的界面处的平台的机械强度来进一步改善纤维加强件和嵌入件之间的粘附性，特别是对于切向弯曲应力。粘合剂膜可包括树脂，例如热塑性或热固性树脂。
在示例性实施例中，叶片本体的纤维加强件可包括碳纤维。替代地，叶片本体的纤维加强件可包括玻璃纤维或凯夫拉纤维(Kevlar)。
在示例性实施例中，叶片本体的基质可以是有机基质或陶瓷基质。有机基质可以例如由热塑性或热固性树脂获得。
在示例性实施例中，嵌入件可以是复合材料的，该复合材料具有通过基质致密化的纤维加强件。这种用于嵌入件的材料的选择可能是有利的，以便减小同样是复合材料的叶片本体和嵌入件之间的不同膨胀。
替代地，嵌入件可以是金属材料的，例如不锈钢、钛、铝或它们的合金之一。在这种情况下，对于叶片可能有利的是，还包括在叶片本体的纤维加强件和嵌入件之间的玻璃纤维层。该玻璃纤维层使得能够减少可能存在于叶片的纤维加强件的纤维中的碳与嵌入件的金属之间的电偶联接。
在示例性实施例中，嵌入件可以是塑料材料的，并且例如由热塑性或热固性树脂获得，填充的(chargée)或不填充的。
在示例性实施例中，嵌入件可以存在于叶片本体的整个横向尺寸中。
在示例性实施例中，叶片可包括附连到叶片本体的同一端的多个元件，包括两个嵌入件。
在示例性实施例中，叶片可包括至少一个元件，该至少一个元件附连到叶片本体的每个相对的纵向端部，特别是在其径向内端(相对于涡轮机的轴线)上和在其径向外端上。
在示例性实施例中，叶片可以构成航空涡轮机出口导向叶片。叶片还可以构成涡轮机的另一种类型的固定叶片，例如压缩机中的定子叶片或涡轮机中的分配叶片。叶片也可以是安装在转子上的叶片，例如航空涡轮机风扇叶片。
本发明还涉及一种包括如上所述的叶片的涡轮机。
最后，本发明还涉及一种制造涡轮机叶片的方法，该涡轮机叶片包括：复合材料的叶片本体，其具有通过基质致密化的纤维加强件，该叶片本体在与叶片的纵向方向对应的纵向方向上延伸；以及具有派(π)形截面的嵌入件，该嵌入件具有垂直于纵向方向延伸的平台部分和两个纵向凸缘，该两个纵向凸缘通过空间彼此分开，平台部分包括由底壁和凸缘界定的壳体，底壁包括与两个凸缘之间的空间连通的开口，该方法包括以下步骤：
通过三维编织来形成纤维预制件，该纤维预制件旨在形成叶片的叶片本体的纤维加强件，该预制件具有与待生产的叶片的纵向方向对应的纵向方向并且在该纵向方向上具有通过第二端部部分延伸的第一部分，第二部分包括两个部段，该两个部段从第一部分和第二部分之间的接合部至预制件的自由端彼此分开，
将纤维预制件插入到嵌入件的开口中，使得预制件的第一部分夹在嵌入件的凸缘之间，并且第二部分的部段从壳体的底壁突出，
将纤维预制件的第二部分的每个部段折叠在第一部分的任一侧上，以折叠抵靠壳体的底壁从而获得叶片坯体，
将叶片坯体放置在具有待生产的叶片形状的模具的腔中，
将树脂注入模具腔中，叶片坯体已被放置其中以使坯体浸渍有树脂，以及
对浸渍的坯体进行热处理，以便转变树脂坯体以获得叶片。
在示例性实施例中，该方法还可包括，在将纤维预制件插入到嵌入件的开口中之前，压实纤维预制件的第一部分和第二部分的步骤。当在编织之后，纤维预制件膨胀，并且可能难以实现将后者插入到凸缘和嵌入件的开口之间时，该步骤可能是有利的。
附图说明
通过参照附图给出的以下描述，本发明的其它特征和优点会显而易见，这些附图示出不具有限制特征的实施例。在附图中：
图1示出了涡轮风扇发动机的示意性剖视图，
图2示出了现有技术的出口导向叶片的立体图，
图3示出了图2的现有技术的叶片在平台水平处的设计原理，
图4A和4B分别示出了根据本发明的一个实施例的叶片的立体图和截面图，
图5A至5E示出了制造根据本发明的一个实施例的叶片的方法的不同步骤。
具体实施方式
将结合图4A和4B描述根据本发明的叶片100，图4B示出根据其厚度的图4A的叶片100的截面。应注意，图4A和4B示出了简化视图，其示出了叶片100、并特别是在该叶片的平台处的设计原理。叶片100可以例如具有与引言中呈现的叶片10类似的一般形状。
叶片100包括复合材料的叶片本体110，其包括纤维加强件120，纤维加强件120具有由基质致密化的三维编织物。叶片的叶片本体110大致在纵向方向L上延伸，该纵向方向L还对应于叶片的纵向方向。叶片本体110在前缘和后缘(未示出)之间横向(在方向T上)延伸。纤维加强件120可包括纤维。纤维加强件可以例如包括碳纤维、陶瓷纤维、玻璃纤维或凯夫拉纤维。纤维加强件120可具有本身已知的互锁织法。叶片本体110的基质可以是有机基质或陶瓷基质。基质可以例如由基质前体树脂、热塑性或热固性树脂获得。当纤维加强件是通过编织获得时，纵向方向L可以包括在纤维加强件的编织平面中。
叶片100还包括嵌入件130，在此处用作平台，具有π形截面，即，具有平台部分131(π的水平条)和两个纵向凸缘132(π的垂直条)。在这些附图中所示的示例中，将注意到π是倒置的。平台部分131位于叶片本体110的一端处，并垂直于叶片本体110延伸。凸缘132通过一定的非零空间彼此分开，其中存在叶片本体的纤维加强件120。
嵌入件130的平台部分131包括位于叶片本体110侧上的第一面133，和位于叶片本体110的相反侧上的第二面134。凸缘132因而在纵向方向L上从平台部分131的面133延伸到叶片本体110。平台部分131在面134处还包括由底壁135a和由边缘135b限定的壳体135。嵌入件130在壳体135的底壁135a中还设有开口136，该开口136与将两个凸缘132分开的空间连通。嵌入件130的开口136被叶片本体110的纤维加强件120穿过。
叶片本体的纤维加强件120包括由第二端部部分122延伸的第一部分121(图5A至5E)。第一部分121被夹在嵌入件130的凸缘132之间。在所示的示例中，第一部分121和第二部分122在横向方向T上所具有的尺寸大致等于或小于每个凸缘132在横向方向T上的尺寸。第二部分122包括两个部段122a，该两个部段122a从第一部分121和第二部分122之间的接合部123至纤维加强件120的一端彼此分开。两个部段122a之间的界限此处在包含方向L和T的平面中延伸。部段122a在壳体135内部折叠在第一部分121的任一侧上。每个部段122a因此搁置抵靠壳体135的底壁135a。一般而言，第二部分122的部段122a的尺寸将相对于开口136的尺寸进行适调。注意，嵌入件130在壳体135的内部和开口136处可以具有圆角138，以便不会以太尖锐的边缘损坏纤维加强件120。
嵌入件130还可包括安装孔137(此处数量为两个)，其在纵向方向L上从一侧穿过嵌入件到另一侧。这些安装孔137可以允许叶片100附连在涡轮机内部100。在所示的示例中，安装孔137位于凸缘132的任一侧上，并且各自穿过纤维加强件120的部段122a。在未示出的变型中，安装孔137不穿过部段122a，并因此与附图中所示的安装孔相比具有减小的长度。
嵌入件130可以是复合材料的，该复合材料包括通过基质致密化的纤维加强件。在这种情况下，嵌入件的纤维加强件可包括纤维、例如碳或陶瓷纤维。基质又可以是有机或陶瓷基质，例如由热塑性或热固性树脂获得。或者，嵌入件130可以是塑料材料(即，没有纤维加强件)的，例如由树脂获得的，填充的或不填充的。又替代地，嵌入件130可以是金属材料的，例如不锈钢、钛或铝。在这种情况下，并且为了避免当叶片本体包括碳时可能的电偶联接，可以在叶片本体的纤维加强件120和嵌入件130之间设置一层玻璃纤维(未示出)。该层玻璃纤维特别地在纤维加强件的编织期间可整合到纤维加强件的表面中。
在所示的示例中，叶片100最后包括用作止挡件或填充件的插入件140，其定位在接合部123处的纤维加强件120的部段122a之间。插入件140具有大致三角形的截面，以允许填充部段122a之间的自由空间，并且因此填充壳体135的整个内部容积。插入件140可以被胶合。插入件140可以是塑料材料的。
在所示的示例中，每个部段122a的厚度e1大致等于壳体135的深度。平台部分131的总厚度e2又大致等于在壳体135处的每个部段122a的厚度e1和平台部分131的厚度e3的总和。叶片本体110中的纤维加强件120具有厚度e4，每个凸缘132具有厚度e5，并且夹在两个凸缘132之间的纤维加强件120的第一部分121具有厚度e6。注意到，厚度e6在此对应于两个凸缘132之间的间距。在所示的示例中，厚度e4大致等于凸缘132的两个厚度e5和纤维增强件120的第一部分121的厚度e6的总和，使得叶片本体110的表面在凸缘132和叶片本体110之间是连续的，并且凸缘132的存在不会改变叶片100的空气动力学表面。
注意到，在附图中以简化的方式示出了叶片100，其中平台部分131和壳体135是大致平行六面体形状。然而，当这些元件是不同的几何形状时，并不超出本发明的范围。
叶片100可以构成例如诸如图1中所示的涡轮风扇发动机的航空涡轮机次级流整流器的出口导向叶片。在一变型中，可以在涡轮机的其它部分中、例如在压缩机或涡轮机中使用叶片100。
现在将结合图5A至5E描述制造根据本发明的叶片100的方法的示例。
首先，存在预制件120'(图5A)的三维编织物，其将构成叶片100的纤维加强件120。此处使用术语“纤维预制件”来表示被制造的纤维加强件120，直到它显示其形状和最终尺寸。可以在如众所周知的织机提花型中那样进行编织。
纤维预制件120'在编织之后具有第一部分121和第二部分122，所述第二部分122包括两个部段122a，两个部段122a从两个部分121和122之间的接合部123并直到预制件120'的自由端彼此分开。如果需要，可以切割编织预制件120'以消除任何层出口。文献WO2013079860公开了一种复合材料的涡轮机叶片的示例，其包括具有部段彼此分开的非互连区域的编织纤维加强件。
将纤维预制件120'然后放置在压实工具200中以压紧第一部分121和第二部分122，以便于随后将它们插入到嵌入件130中(图5A)。实际上，预制件120'可在编织后膨胀，并且可能需要将其压实以继续制造过程。在压实步骤期间，预制件120'可能已经被润湿，例如用渗透水或蒸馏水。在这种情况下，可能需要干燥步骤。另外，预制件120'可在压实期间局部加热。工具200包括模具210，模具210设置有腔211，预制件120'放置在腔211中，反模具220可以定位在模具210上以闭合它。压实预制件120'的部分121和122此处是借助于插设在模具210和预制件120'之间以及预制件120'和腔211中的反模具220之间的垫片(cales)230来实现的。垫片230所具有的厚度可以等于或略大于嵌入件130的每个凸缘132的厚度e5。由于这个可选的压实步骤，能够将在第一部分121和第二部分122处的预制件120'的厚度减小到其最终厚度的90％至100％之间的值，例如95％。在该步骤之后，纤维预制件120'在第一部分121和预制件120'的其余部分之间的接合部处具有凸缘124。
然后，为了便于随后将预制件120'插入到嵌入件130中，可以将其放置在保持工具300中(图5B)。保持工具300包括设置有凸缘311的第一部分310，预制件120'的与部分121和122相对的端部压靠凸缘311。工具300还包括定位在第一部分310上的第二部分320，其与第一部分310形成开口腔311，先前压实的第一部分121和第二部分122从该开口腔311突出。工具300的第一部分310和第二部分320因此与预制件120'的凸缘124对齐。该保持工具300还可以以本身已知的方式用于使预成型件120'在其旨在形成叶片100的叶片本体110的部分处成形。
在图5C中示出的下一步骤中，保持工具300(在该附图中未示出)仍牢牢保持预制件120'，同时纤维预制件120'的第一部分121和第二部分122接近嵌入件130。在此步骤期间，必须小心以定向嵌入件130，使得凸缘132朝向预制件120'的、包括先前压实的第一部分121和第二部分122的端部延伸。预制件120'的第二部分122然后插入到嵌入件130的开口136中，直到其突出越过嵌入件130的另一侧，直到第一部分121被夹持在凸缘132之间，并且凸缘124邻抵凸缘132。注意到，凸缘124的存在与先前进行的压实步骤有关，但是它们的存在对于实现将预制件120'插入到嵌入件130中不是强制性的。类似地，工具200的使用不是强制性的。在将预制件120'插入到嵌入件130中之前，可以在第一部分121和第二部分122上添加玻璃纤维层或褶皱，以避免它们与嵌入件130直接接触。
然后，如图5D所示，将第二部分122的每个部段122a在第一部分121的任一侧上折叠，以便将它们折叠抵靠壳体135的底壁135a。能在折叠之前向部段122a的可见面或者向底壁135a添加一层胶或树脂，以增加嵌入件130和纤维预制件120'之间的粘附力。在该步骤之后，获得叶片100的纤维加强件120，其中部段122a与底壁135a接触，并且纤维加强件120和嵌入件130之间的组件现在是叶片坯体。
然后，如图5E所示，可以将插入件140定位在壳体135内部以填充部段122a之间的接合部处的空的空间并且加强嵌入件130和纤维加强件120之间的连接。可以将插入件140胶合到部段122a。
最后，可将可能包括插入件140的先前形成的叶片坯体放置在具有待制造的叶片的最终形状的模具(未示出)的腔中，并且可将树脂注入该模具腔，以通过用树脂填充其孔隙来浸渍纤维加强件120(RTM工艺)。能够在注射之前进行干燥纤维加强件120(用于热固性树脂)或者调节模具的温度(用于热塑性树脂)，使得能够固化树脂并完成叶片100的致密化。因此，嵌入件130和插入件140与纤维加强件120共注射，这使得能够甚至更有效地将这些元件固定至彼此并且获得连续的叶片100的空气动力学表面。应当注意，可以实施本领域技术人员已知的其它方法，以使叶片致密化，特别是根据为基质选择的材料。
用于注射成型工艺的致密化树脂可以是属于环氧化物、双马来酰亚胺、聚酰亚胺、聚酯、烷基酯、氰酸酯、酚醛树脂等族的热固性树脂。替代地，该树脂可以是聚苯硫醚(PPS)、聚砜(PS)、聚醚砜(PES)、聚酰胺-酰亚胺(PAI)、聚醚酰亚胺(PEI)的热塑性树脂，或聚芳基醚酮(PAEK)族的热塑性树脂：PEK、PEKK、PEEK、PEKKEK等。
应当注意，注射步骤可直接在压实工具200或保持工具300中进行。保持工具300可为压实工具200。
在最后的步骤中，能够在嵌入件130中钻出安装孔137，以便获得如图4A和4B所示的叶片100。

Claims (15)

1.涡轮机(1)的叶片(100)，包括：
复合材料的叶片本体(110)，所述叶片本体(110)具有呈现三维编织和由基质致密化的纤维加强件(120)，所述纤维加强件具有对应于所述叶片的纵向方向的纵向方向(L)并且在该纵向方向上具有通过第二部分(122)延伸的第一部分(121)，所述第二部分包括两个部段(122a)，所述两个部段(122a)从所述第一部分和所述第二部分之间的接合部(123)至所述纤维加强件的自由端彼此分开；以及
具有π形截面的嵌入件(130)，所述嵌入件具有垂直于所述纵向方向(L)延伸的平台部分(131)和通过空间彼此分开的两个纵向凸缘(132)，所述平台部分包括由底壁(135a)和边缘(135b)界定的壳体(135)，所述底壁包括与所述两个纵向凸缘(132)之间的所述空间连通的开口(136)，
所述叶片本体的所述纤维加强件的所述第一部分(121)夹在所述嵌入件(130)的所述两个纵向凸缘(132)之间，所述纤维加强件的所述第二部分(122)的所述部段(122a)折叠在所述第一部分(121)的任一侧上，抵靠所述嵌入件的所述壳体(135)的所述底壁(135a)。
2.根据权利要求1所述叶片，其特征在于，还包括插入件(140)，所述插入件(140)存在于所述部段之间的接合部(123)处、在所述纤维加强件(120)的所述第二部分(122)的所述部段(122a)之间。
3.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括至少一个安装孔(137)，所述至少一个安装孔(137)穿过所述嵌入件(130)和所述纤维加强件(120)的所述第二部分(122)的所述部段(122a)延伸。
4.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括胶膜，所述胶膜在所述叶片本体的所述纤维加强件(120)和所述嵌入件(130)之间。
5.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述叶片本体的所述纤维加强件(120)包括碳纤维。
6.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述叶片本体(110)的基质是有机基质或陶瓷基质。
7.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述嵌入件(130)由具有基质致密化纤维加强件的复合材料制成。
8.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述嵌入件(130)由金属材料制成。
9.根据权利要求8所述的叶片，其特征在于，还包括在所述叶片本体的所述纤维加强件(120)和所述嵌入件(130)之间的玻璃纤维层。
10.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述嵌入件(130)存在于所述叶片本体(110)的整个横向尺寸上。
11.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，包括在所述叶片本体(110)的同一端上的多个嵌入件(130)。
12.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，构成航空涡轮机的出口导向叶片。
13.一种包括根据权利要求1所述的叶片的航空涡轮机。
14.制造涡轮机(1)的叶片(100)的方法，包括：
复合材料的叶片本体(110)，所述叶片本体(110)具有通过基质致密化的纤维加强件(120)，所述叶片本体根据与所述叶片的纵向方向对应的纵向方向(L)上延伸；以及具有π形截面的嵌入件(130)，所述嵌入件具有垂直于所述纵向方向延伸的平台部分(131)和通过空间彼此分开的两个纵向凸缘(132)，所述平台部分包括由底壁(135a)和边缘(135b)界定的壳体(135)，所述底壁包括与所述两个纵向凸缘之间的所述空间连通的开口(136)，所述方法包括以下步骤：
通过三维编织来形成纤维预制件(120')，所述纤维预制件(120')旨在形成所述叶片的所述叶片本体的所述纤维加强件(120)，所述预制件具有与待生产的所述叶片的纵向方向对应的纵向方向(L)并且在该纵向方向上具有通过第二部分(122)延伸的第一部分(121)，所述第二部分包括两个部段(122a)，所述两个部段(122a)从所述第一部分和所述第二部分之间的接合部(123)至所述预制件的自由端彼此分开，
将所述纤维预制件(120')插入到所述嵌入件(130)的所述开口(136)中，使得所述预制件的所述第一部分夹在所述嵌入件的所述两个纵向凸缘(132)之间，并且所述第二部分的所述部段(122a)从所述壳体的所述底壁(135a)突出，
将所述纤维预制件的所述第二部分的每个部段(122a)折叠在所述第一部分(121)的任一侧上，以折叠抵靠所述壳体的所述底壁(135a)从而获得叶片坯体，
将所述叶片坯体放置在具有待生产的所述叶片形状的模具的腔中，
将树脂注入所述模具的所述腔中，所述叶片坯体存在于所述腔中从而使所述坯体浸渍有树脂，以及
对浸渍的坯体进行热处理，以便转变所述树脂并获得所述叶片(100)。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，还包括在将所述纤维预制件(120')插入到所述嵌入件的开口中之前，压实所述纤维预制件的所述第一部分(121)和所述第二部分(122)的步骤。
CN201880017212.7A 2017-03-02 2018-03-01 涡轮机叶片及其制造方法 Active CN110402320B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1751713A FR3063514B1 (fr) 2017-03-02 2017-03-02 Aube de turbomachine et procede pour sa fabrication
FR1751713 2017-03-02
PCT/FR2018/050474 WO2018158544A1 (fr) 2017-03-02 2018-03-01 Aube de turbomachine et procédé pour sa fabrication

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110402320A CN110402320A (zh) 2019-11-01
CN110402320B true CN110402320B (zh) 2022-06-14

Family

ID=58993014

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201880017212.7A Active CN110402320B (zh) 2017-03-02 2018-03-01 涡轮机叶片及其制造方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11111798B2 (zh)
EP (1) EP3589820B1 (zh)
CN (1) CN110402320B (zh)
FR (1) FR3063514B1 (zh)
WO (1) WO2018158544A1 (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3107915B1 (fr) * 2020-03-03 2022-02-04 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’une plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d’aeronef
FR3109184B1 (fr) 2020-04-14 2022-04-01 Safran Aube en matériau composite comportant des renforts métalliques, et procédé de fabrication d’une telle aube
US11572796B2 (en) * 2020-04-17 2023-02-07 Raytheon Technologies Corporation Multi-material vane for a gas turbine engine
CN111636926B (zh) * 2020-06-16 2022-01-18 南京航空航天大学 陶瓷基复合材料t形涡轮转子结构
SE546195C2 (en) * 2020-09-09 2024-06-25 Scania Cv Ab A device for the mechanical joining of two or more elements
US11560800B1 (en) * 2021-11-12 2023-01-24 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with fiber plies having interdigitated fingers in trailing end
FR3132123B1 (fr) 2022-01-21 2023-12-08 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur de flux secondaire de turbomachine, turbomachine munie de celle-ci
FR3134139A1 (fr) 2022-04-01 2023-10-06 Safran Renfort pour une aube composite d’une turbomachine, comprenant un empilement de plis
FR3134140B1 (fr) 2022-04-01 2024-08-30 Safran Renfort pour une aube composite d’une turbomachine, comprenant un mélange de découpes de fibre et d’un tackifiant
FR3135647A1 (fr) * 2022-05-20 2023-11-24 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite avec marquage intégré et pièce composite ainsi obtenue
FR3143409A1 (fr) 2022-12-14 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Fabrication d’un élément de renfort d’une aube avec pré-compactage
US20240328322A1 (en) * 2023-03-29 2024-10-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Composite guide vane with insert

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6196794B1 (en) * 1998-04-08 2001-03-06 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine stator vane structure and unit for constituting same
CN1908380A (zh) * 2005-08-03 2007-02-07 联合工艺公司 涡轮叶片
WO2013079859A1 (fr) * 2011-12-01 2013-06-06 Herakles Aube de turbine a pale creuse en materiau composite, turbine ou compresseur ayant un distributeur ou redresseur forme de telles aubes et turbomachine les comprenant
WO2014135798A1 (fr) * 2013-03-07 2014-09-12 Snecma Insert fibreux destine a combler un espace vide d'une preforme fibreuse pour la fabrication d'une piece en materiau composite de turbomachine

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4045149A (en) * 1976-02-03 1977-08-30 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Platform for a swing root turbomachinery blade
US4343593A (en) * 1980-01-25 1982-08-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Composite blade for turbofan engine fan
GB2161110B (en) * 1984-07-07 1988-03-23 Rolls Royce An annular bladed member having an integral shroud and a method of manufacture thereof
FR2685732B1 (fr) * 1991-12-31 1994-02-25 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite.
US5439750A (en) * 1993-06-15 1995-08-08 General Electric Company Titanium metal matrix composite inserts for stiffening turbine engine components
FR2817192B1 (fr) * 2000-11-28 2003-08-08 Snecma Moteurs Ensemble forme par au moins une pale et une plate-forme de fixation de la pale, pour une turbomachine, et procede pour sa fabrication
US6821087B2 (en) * 2002-01-21 2004-11-23 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Flow-rectifying member and its unit and method for producing flow-rectifying member
FR2861143B1 (fr) * 2003-10-20 2006-01-20 Snecma Moteurs Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procede de fabrication
AT503840B1 (de) * 2006-06-30 2010-09-15 Facc Ag Leitschaufelanordnung für ein triebwerk
FR2983428B1 (fr) 2011-12-01 2014-01-17 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite a plates-formes integrees
WO2014197233A1 (en) * 2013-06-04 2014-12-11 United Technologies Corporation Vane assembly including two- and three-dimensional arrangements of continuous fibers
FR3040147B1 (fr) * 2015-08-18 2018-04-20 Safran Aircraft Engines Aube composite avec element d'habillage aerodynamique integre et procede de fabrication de celle-ci

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6196794B1 (en) * 1998-04-08 2001-03-06 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine stator vane structure and unit for constituting same
CN1908380A (zh) * 2005-08-03 2007-02-07 联合工艺公司 涡轮叶片
WO2013079859A1 (fr) * 2011-12-01 2013-06-06 Herakles Aube de turbine a pale creuse en materiau composite, turbine ou compresseur ayant un distributeur ou redresseur forme de telles aubes et turbomachine les comprenant
WO2014135798A1 (fr) * 2013-03-07 2014-09-12 Snecma Insert fibreux destine a combler un espace vide d'une preforme fibreuse pour la fabrication d'une piece en materiau composite de turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
FR3063514B1 (fr) 2019-04-12
FR3063514A1 (fr) 2018-09-07
CN110402320A (zh) 2019-11-01
EP3589820A1 (fr) 2020-01-08
WO2018158544A1 (fr) 2018-09-07
US11111798B2 (en) 2021-09-07
US20200003061A1 (en) 2020-01-02
EP3589820B1 (fr) 2021-08-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110402320B (zh) 涡轮机叶片及其制造方法
US11208904B2 (en) Method for manufacturing a vane from a composite material with a fitted metal leading edge for a gas turbine
US11015462B2 (en) Blade body and a blade made of composite material having fiber reinforcement made up both of three-dimensional weaving and also of short fibers, and method of fabrication
US20160348518A1 (en) Fiber preform for a hollow turbine engine vane
US10077678B2 (en) Composite annular casing of a compressor for a turbo machine
US8616853B2 (en) Stator vane for 3D composite blower
US9217333B2 (en) Composite-material vane
CN107548428B (zh) 包括带有加固件的平台的叶片
US20170254212A1 (en) A guide vane made of composite material for a gas turbine engine, and it's method of fabrication
JP6616402B2 (ja) ガスタービンエンジン用の千鳥状取付フランジを具備する複合材料製案内翼
US11891910B2 (en) Composite-material casing having an integrated stiffener
US20230010778A1 (en) Fan or propeller vane for an aircraft turbomachine and method for manufacturing same
US20230166460A1 (en) Manufacturing method of a preform for a turbomachine component made from composite material and corresponding component
US20240102390A1 (en) Method for manufacturing a hollow part
US20230093021A1 (en) Vane made of composite material for a turbine engine stator including a hollow core made of non-porous plastic
US20220055252A1 (en) Preform with one-piece woven fibrous reinforcement for inter-blade platform
GB2065016A (en) Moulding reinforced resin articles
CN115461528A (zh) 用复合材料制造涡轮发动机风扇外壳的模具
CN118660809A (zh) 生产部件、特别是由复合材料制成的部件的方法
US11795836B2 (en) Vane made of composite material comprising metallic reinforcements, and method for manufacturing such a vane
US20230364868A1 (en) Method for manufacturing a composite material part having a cellular structure and corresponding part
CN118922296A (zh) 用于制造具有牺牲边缘的叶片间平台的方法
CN118510653A (zh) 制造用于飞行器涡轮发动机的叶片组件的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant