CN101605978B - 制造燃气轮机航空发动机的cmc流体混合器叶状结构的方法 - Google Patents

制造燃气轮机航空发动机的cmc流体混合器叶状结构的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101605978B
CN101605978B CN2008800041377A CN200880004137A CN101605978B CN 101605978 B CN101605978 B CN 101605978B CN 2008800041377 A CN2008800041377 A CN 2008800041377A CN 200880004137 A CN200880004137 A CN 200880004137A CN 101605978 B CN101605978 B CN 101605978B
Authority
CN
China
Prior art keywords
preform
blade
sector
batten
foliation structure
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
CN2008800041377A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101605978A (zh
Inventor
E·菲利普
J-D·拉兰纳
P·迪沙莱
D·库佩
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 Ceramics SA
Original Assignee
SNECMA Propulsion Solide 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 SNECMA Propulsion Solide SA filed Critical SNECMA Propulsion Solide SA
Publication of CN101605978A publication Critical patent/CN101605978A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101605978B publication Critical patent/CN101605978B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F02K1/48—Corrugated nozzles
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Producing Shaped Articles From Materials (AREA)
  • Nonwoven Fabrics (AREA)

Abstract

一种制造燃气轮机流体混合器叶状结构的方法，该流体混合器具有通过形成多叶状裙状部分的一部分在下游方向延伸的环状上游部分，所述方法包括：使用耐火纤维制造纤维预型件(100)，其形状对应于将制造的所述叶状结构的形状，由多个纤维织构的组成元件组成所述纤维预型件，所述组成元件被组装在一起或者使用具有对应于将制造的叶状结构的形状的形状的工具成形，从而获得具有第一预型件部分(111)和第二预型件部分(112)的组装的纤维预型件，该第一预型件部分对应于所述叶状结构的环状部分，该第二预型件部分对应于所述叶状结构的多叶状裙状部分，所述纤维预型件的组成元件至少部分地沿着连接线(121)被组装在一起，该连接线基本上沿穿过多叶状裙状部分的预型件部分的叶片的流体的流动方向延伸；并且使用部分由陶瓷制成的基体致密化成形的并且组装的纤维预型件。

Description

制造燃气轮机航空发动机的CMC流体混合器叶状结构的方法
技术领域
本发明涉及由陶瓷基复合(CMC)材料制造用于旁路燃气轮机航空发动机(bypass gas turbine aeroengines)的流体混合器。 
背景技术
在旁路燃气轮机航空发动机中，通过风扇进入的进气流分成一级流体和二级流体或者风扇流体，所述一级流体穿过压缩机、燃烧室和涡轮机，所述二级流体或者风扇流体从旁路通过压缩机、燃烧室和涡轮机。在出口处，包含燃烧气体的“热”的一级流体与“冷”的风扇流体混合在一起。 
为了减小喷出的射流的噪音，众所周知的是使用促进流体间混合的叶状混合器(lobed mixer)。 
为了在保持良好机械特性的同时使叶状混合器的重量最小化，已经提出了使用CMC材料制造这样的叶状混合器的建议。CMC材料因其热结构性能而众所周知，该热结构性能即，使其能够充当结构部件的机械性能，并且具有在高温下保持这些性能的能力。典型的CMC材料包括由耐火纤维(碳纤维或者陶瓷纤维)制成的纤维加强物，其通过至少部分是陶瓷的基体致密化。 
在文件WO 2006/035186中对CMC叶状混合器进行了描述。在该文件中所描述的混合器由以扇形部的形式的多个叶状结构组成，其单独地由CMC材料制成，然后被组装在一起，并且所述混合器还具有内部加强环。 
发明内容
本发明的目的是提出一种能够获得非可展开的CMC叶状结构的特别的方法，该叶状结构构成叶状混合器的一个扇形部，其目的为：通过将多个扇形部组装在一起而制造完整的混合器，或者甚至构成一 体式CMC叶状混合器，即不是通过将多个CMC扇形部组装在一起而获得的混合器。 
这个目的通过制造用于燃气轮机流体混合器的叶状结构的方法而达到，该燃气轮机流体混合器具有通过形成多叶状裙状部分的一部分向下游延伸的环状上游部分，所述多叶状裙状部分具有围绕所述叶状结构的纵向轴线分布的多个叶片，所述方法包括： 
·由耐火纤维制造纤维预型件并且使所述纤维预型件的形状对应于将制造的所述叶状结构的形状，由多个纤维织构的组成元件组成所述纤维预型件，所述组成元件被组装在一起并且通过具有对应于将制造的叶状结构的形状的形状的工具成形，从而获得具有第一预型件部分和第二预型件部分的组装的纤维预型件，该第一预型件部分对应于所述叶状结构的环状部分，该第二预型件部分对应于所述叶状结构的多叶状裙状部分，所述纤维预型件的组成元件至少部分地沿着连接线被组装在一起，该连接线基本上沿穿过多叶状裙状部分的预型件部分的叶片的流体的流动方向延伸；并且 
·通过陶瓷的基体至少部分地致密化组装的并且成形的纤维预型件。 
在本文中使用的术语“环状部分”意味着环状部(所述纵向轴线是所述环状部的轴线)的扇形部或者完整的环状部。相似地，在本文中使用的术语“多叶状裙状部分”意味着完整的多叶状裙状部分的一个扇形部或者完整的多叶状裙状部分。 
因此，通过致密化所述预型件获得的所述纤维预型件和所述叶状结构可以具有对应于将制造的所述混合器的一个扇形部的形状，通过围绕所述混合器的轴线将多个叶状结构组装在一起获得所述混合器。 
在变体中，所述纤维预型件的形状可以对应于将制造的完整的混合器的形状，并且一旦所述预型件完成了致密化就获得了所述混合器，不需要将扇形部组装在一起。 
本发明是卓越的，特别是由于，虽然所述预型件具有不可展开的形状，但是通过沿着在所述流动方向上延伸的线组装所述叶片中的所述预型件的组成元件并且通过致密化组装的预型件而将叶状结构制造成单一部件，从而通过最小化穿过混合器的燃气流的扰动，因此限制 了空气动力学的头部损失(head loss)。 
所述纤维预型件的组成元件能够通过缝合或者通过嵌入纱线或者针沿着所述连接线被组装。 
所述连接线优选地沿所述叶片的侧面或者沿它们的外顶部延伸。 
所述纤维预型件的组成元件能够以其相邻边缘重叠的方式组装在一起，或者通过与它们的相邻边缘重叠的组件条板组装在一起。 
然后，所述组成元件能够选择性地在所述相邻边缘的重叠区域具有减小的厚度，从而避免具有极大的额外厚度，具有该额外厚度可能会扰乱燃气流。 
组成所述纤维预型件的所述纤维织构元件可以由三维编织或者多层编织制成，从而使它们具有良好的抗分层性能。 
有利地，组成所述纤维预型件的所述纤维织构元件由陶瓷纤维制成，特别地，由碳化硅(SiC)纤维制成。这保证了在用陶瓷基体进行致密化后获得CMC材料具有高刚度，从而避免需要提供用于所述叶片的加强环，从空气动力学的观点，这样的加强环的存在是不利的。 
在一种执行情况中，所述方法包括： 
·制造以条板形式的纤维织构元件； 
·穿过所述条板制造切口，所述切口从所述条板的一侧边开始基本上垂直于所述侧边延伸，并且延伸小于所述条板的宽度的距离； 
·从纤维织构中切割出来扇形元件；并且 
·通过将所述扇形部的边缘与所述条板中的相应切口的边缘连接在一起，将每个扇形部与所述条板组装，从而每个扇形部插入到切口的边缘之间。 
条板状元件可以通过三维编织制成，所述条板状元件在其未切割的部分的厚度大于在其切割部分的厚度。因此，可能直接获得对应于所述叶状结构的环状部分的第一预型件部分，该第一预型件部分的厚度大于对应于所述多叶状裙状部分的第二预型件部分的厚度。 
在变体中，对应于所述叶状结构的环状部分的所述第一预型件部分可以通过在所述条板状元件上叠置至少一个纤维织构的附加环状板层而获得。接着，所述附加环状板层可以在所述条板状元件中的切口的端部处，覆盖对应于所述多叶状裙状部分的预型件部分中的叶片的 起始区域，从而加强所述叶片的这些起始区域。 
在另一执行情况中，所述方法包括： 
·制造多个纤维织构元件，每个纤维织构元件包括至少一个第一环状板层的扇形部以及第二预型件部分的扇形部，该第一环状板层构成对应于所述叶状结构的环状部分的所述第一预型件部分，该第二预型件部分的扇形部对应于所述混合器的多叶状裙状部分；并且 
·将所述元件至少沿对应于所述多叶状裙状部分的第二预型件部分的扇形部的相邻边缘组合在一起。 
为了形成对应于所述叶状结构的环状部分的第一预型件部分，至少一个纤维织构的附加环状板层可以被增加以至少覆盖所述第一环状板层的扇形部。接着，附加的并且基本上环状的板层可以覆盖所述第二预型件部分的叶片的起始区域，该第二预型件部分对应于所述多叶状裙状部分，从而加强所述叶片的起始区域。 
本发明还提供了用于燃气轮机的CMC流体混合器，该流体混合器通过将通过形成以上述方法制造的叶片结构的多个扇形部组装在一起而获得，或者该流体混合器直接通过以这样的方法制造的叶片结构而形成。 
本发明还提供了安装了这样的CMC混合器的旁路燃气轮机航空发动机。 
附图说明
·图1是能够通过本发明的方法获得的类型的叶状混合器的立体图； 
·图2是示出了安装图1的混合器的一种方式的图示的局部剖面图； 
·图3至5是适合于在执行根据本发明的方法中使用的工具元件的图示的立体图。 
·图6是在本发明的第一实施例中以具有切口的条板的形式的元件的局部图，该条板形成用于叶状结构的纤维预型件的组成元件； 
·图7和图8是图6的VII-VII和VIII-VIII平面上的剖面图； 
·图9是示出了在本发明的第一实施例中的纤维织构的局部图，扇 形元件能够被从该纤维织构中切割出来以形成用于叶状结构的纤维预型件的组成元件； 
·图10是在图9的X-X平面上的局部剖视图； 
·图11是示出了在本发明的第一实施例中图5的条板状元件的局部图示视图，该条板状元件与从图8的纤维织构中切割出来的扇形元件组装； 
·图12是示出了在本发明的第一实施例中的组件的放大剖面详细视图，该组件具有在扇形元件和条板状元件的切口的相邻边缘之间的重叠部分； 
·图13至15示出了用于叶状结构的纤维预型件的三维编织的组成元件的编法； 
·图16是示出了在扇形元件和条板状元件的切口的相邻边缘之间的组件的放大剖面详细视图，使用了本发明的第一实施例的变体中的组件条； 
·图17是示出了根据本发明的第一实施例的用于由组成元件的组件而制成的叶状结构的纤维预型件的局部图示的立体图，其应用于在图3的工具元件上成形。 
·图18是示出了纤维织构的附加环状板层的使用的局部图示的立体图，该板层用于对应于叶状结构的环状部分的预型件部分； 
·图19和图20是图18的平面XIX-XIX和XX-XX上的局部剖面图； 
·图21是在本发明的第二实施例中用于叶状结构的纤维预型件的组成元件的视图； 
·图22是图21的XXII-XXII剖面上的局部剖面图； 
·图23是示出了在本发明的第二实施例中如何将图21所示的类型的扇形部形成元件组装在一起的局部图示的视图； 
·图24是示出了在本发明的第二实施例中具有在扇形部形成元件的相邻边缘之间的重叠部分的组件的详细的放大剖面图； 
·图25是示出了在本发明的第二实施例的变体中，使用组件条板在扇形元件的相邻边缘之间的组件的详细的放大剖面图； 
·图26是示出了用于叶状结构的纤维预型件的局部图示的立体图， 该纤维预型件通过将本发明的第二实施例的组成元件组装在一起而形成，其应用于在图4的工具元件上成形； 
·图27和图28是图26的平面XXVII-XXVII和XXVIII-XXVIII上的局部剖视图，特别地示出了用于预型件对应于叶状结构的环状部分的一部分的附加纤维板层； 
·图29是在本发明的第一或者第二实施例中所获得的叶状结构的图示的立体图； 
·图30是在本发明的又一实施例中所获得的叶状结构的图示的立体图。 
具体实施方式
图1示出了用于能够通过本发明的方法获得的类型的燃气轮机航空发动机的叶状流体混合器。 
这样的混合器的一般形状本身是已知的。该混合器包括环状部分2，其通过部分3向下游延伸，部分3形成完整的多叶状结构或者裙状部分，该多叶状结构或者裙状部分包括全部围绕混合器的纵向轴线5圆周地分布的多个叶片13。在本文中使用的术语“上游”和“下游”与通过混合器的燃气流的一般流动方向相关。叶片13具有相似形状，可能具有一个叶片13a例外，该叶片13a位于发动机连接至支承杆的区域，该叶片具有变宽并且变平的外顶部。 
在本发明的背景中，混合器1由CMC材料制成，在本文中使用的该术语涵盖包含由耐火纤维(碳或者陶瓷)制成并且通过基体致密化的纤维加强物的材料，该基体本身至少部分地是陶瓷，该基体的至少一个外相(outer phase)由陶瓷制成，应了解在本文中包括的耐火氧化物类型的复合物在术语“陶瓷”的范围内。这样的CMC材料的典型实例是C/SiC材料(碳纤维的加强物和碳化硅的基体)、SiC/SiC材料(SiC的加强纤维和基体)以及C/C-SiC材料(碳纤维的加强物以及碳(接近纤维)和SiC的基体)。例如热解碳(PyC)的或者氮化硼(BN)的界面层，可以插置于纤维和基体之间。在本发明的背景中，优选地使用SiC纤维以形成纤维加强物，该SiC纤维可以预先具有PyC界面涂层。 
如图2所示，混合器1通过金属连接片7与内金属遮板6连接而被支撑。在一端，连接片通过螺栓紧固至与内遮板6整体地形成的凸缘。在其外端，连接片7通过螺栓紧固至混合器的环状部2。连接片7是曲线形状以具有弹性变形的能力，从而作用于适应由CMC材料制成的混合器与由金属制成的内遮板6之间的热源的不同膨胀。其它可弹性变形连接片(未示出)与连接片7交替，以将内遮板6连接至外遮板8。遮板6和8作用于在一个用于燃气喷嘴的排放区域的外壳内支撑混合器1。这样的一个组件在上述的文件WO 2006/035186中进行了描述。 
在所示的实例中，混合器1通过将多个CMC扇形部10组装在一起形成，此处是三个扇形部。所述扇形部可以延伸基本相等的角度。每个扇形部10形成具有环状部分11和多叶状裙状部分12的叶状结构，该环状部分11形成混合器的环状部2的一个扇形部，并且多叶状裙状部分12包括多个叶片13并形成混合器的多叶状裙状部分3的扇形部。扇形部10被沿着它们的相邻边缘组装在一起，例如通过螺栓连接或者铆接。 
根据本发明的方法的特性，构成CMC叶状结构10的加强物的纤维预型件由纤维织构预型件的组成元件构成，这些元件组装在一起并且在工具元件上成形以构造完整的叶状结构预型件。 
在图3中可见这样的工具元件或者成形设备20，其具有的形状对应于将制造的叶状结构10的形状。它包括对应于叶状结构的环状部分11的环状部分21以及对应于叶状结构的多叶状裙状部分12的多叶状部分22，并具有围绕轴线25在圆周的一部分上分布并且对应于叶状结构的叶片13的多个叶片23。 
还设置有成形器元件，当使预型件成形或者在预型件被通过局部致密化加强时，能够通过将其紧密地抵靠成形设备20的起伏表面而使纤维预型件成形。 
因此，图4示出了成形器键(shaper key)30。它具有遮板形状部分31和具有与工具20的叶片23的形状相匹配的形状的凸出部分33，以适合于在两个相邻的叶片23的外顶部之间接合，从而使夹在多个键30和成形设备20之间纤维织构(未示出)成形。当将制造的叶状结构 具有不同形状的叶片时，则使用相应不同形状的键。在示出的实例中，键30沿圆周方向占据对应于叶片23之间的节距的扇形区域。如果多叶状结构22的形状允许，还可以使用覆盖更大尺寸的扇形区域的键。 
图5示出了相对较厚的挠性膜片40，例如由弹性体制成，其具有的形状对应于将制造的叶状结构的形状。使用键30和膜片40的方法将在下文中进行详细描述。 
参考图6至12，下文描述在本发明第一实施例中如何获得用于叶状结构10的纤维预型件。 
纤维织构的条板101被制造，并且沿基本与边缘101a垂直的方向从其纵向侧边缘101a中的一个穿过条板的厚度形成切割或者切口102。切口102具有相同长度，它们只在条板101的宽度的一部分上延伸，以沿与边缘101a相对的边缘101b留下未切割区域110。切口的节距p对应于将制造的叶状结构预型件的叶片起始的位置的圆周节距，即对应于将制造的叶状结构的叶片13的起始位置13b(图1)之间的节距。 
条板101的区域110用以形成叶状结构预型件的第一部分，该第一部分对应于环状部分11，并且其基本上延伸至与叶片13连接。如图7所示，区域110可以至少在从边缘101b开始的其宽度的一部分上被给定厚度e1，其大于条板101的剩余部分120的厚度e2，从而环状部2具有更大的厚度，混合器通过该环状部2而安装。 
如图8所示，在条板101的区域120中，该区域120形成对应于多叶状裙状部分12的叶状结构预型件的第二部分，沿切口102的边缘边界区域104a和106a可能具有小于厚度e2的厚度e3。如下文中更加详细地描述，而后，与叶状结构纤维预型件的其它组成元件的组装能够通过在边界区域104a和106a重叠而实现，而不会增加极大的额外厚度。 
与条板101连接的叶状结构纤维预型件的其它组成元件，是扇形元件130，其可有利地通过从诸如图9所示的条板105的纤维织构的条板中切割出来而获得。 
在图9中，点划线示出了线，元件130被沿该线切割出来。元件130一般基本上是三角形，每个具有底边132以及两个边134和136，元件130的底边132交替地沿条板105的侧边105a和沿相对的侧边 105b延伸。如在图10中可见，条板105具有厚度e4，e4基本上与条板101的区域120的厚度e2相同，除了沿元件130的边缘134和136的具有较小的厚度e5的边界区域134a和136a外。边界区域134a和136a的宽度基本等于边界区域104a和106a的厚度。 
如图11所示，通过张开条板105的边缘104和106以插入从条板105中切割出来的元件130，扇形部形成元件130通过打开切口102与条板101组装。接着，边界区域104a和134a相互重叠，边界区域106a和136a也相互重叠。条板105的宽度被选择，从而在切口102的边缘104和106的整个长度上，元件130占据切口102的边缘104和106之间的空间，并且使用的元件130与切口102的数量一样多，每个元件130被插入至各个切口的边缘之间。 
图12示出了边界区域104a & 106a分别与边界区域134a & 136a重叠。厚度e3和e5被选择，例如彼此相等，以它们的和基本等于厚度e2和e4的方式，从而避免产生极大的额外厚度。元件130和条板101之间的连接有利地通过使用缝合纱线140在它们的叠置的边界区域中缝合而实现。该缝合可使用双线连锁缝纫法或者链形缝法实现。可以预见其它连接方法，例如，在例如文件US 4 628 847中所描述的嵌入纱线，或者如在文件WO 97/06948中所描述的嵌入针或者销，或者通过粘合剂，通过在纤维预型件的组成元件被组装在一起后共同致密化该纤维预型件的组成元件而完成连接。 
条板101和105有利地由具有变化厚度的互锁类型的三维编织制成。 
如上所述，纤维预型件优选地由陶瓷纤维制成，特别是SiC纤维。而后能够进行编织，使用由日本供应商Ube Industries Ltd.(Ube工业有限公司)出售的名为“Tyranno ZMI”的纱线或者使用由日本供应商Nippon Carbon出售的名为“Nicalon”的纤维。为了使编织容易并且避免在编织过程中损坏纱线，可以将纱线覆盖在一种材料中，该材料能够在基本不影响SiC纱线的情况下被除去，例如它可以被能够通过溶解于水而除去的聚乙烯醇(PVA)制成的纱线覆盖。 
图13至15示出了使用这样的纱线基本的编法，分别用于获得具有厚度e1＝大约3毫米(mm)，e2＝e4＝大约1.5mm，并且e3＝e5 ＝大约0.75mm的织物，纬纱的剖视图被示出。 
使用互锁类型编法的三维编织是一种编织，其中每个经纱与多层纬纱连接在一起，经纱的路径可以是一致的。 
从一个厚度改变为另一个厚度能够通过移除或者添加经纱和纬纱的层数逐渐地进行。 
三维编织的其它方法可以被使用，例如具有多平面、多缎纹、或者多斜纹的编法的多层编织。在文件PCT FR 2006/050617中具体地描述了适合于编织厚度变化的纤维织构的这种编法。 
当纤维织构的纤维由陶瓷制成(特别是SiC)时，缝合纱线140也可以由SiC制成，例如它可以与用于制造纤维织构的纤维一致。同样地可以使用碳制成的缝合纱线。 
图16示出了变化的实施例，其中元件130与条板101通过组件条板150组装在一起，该组件条板150覆盖边界区域104a & 134a和106a& 136a，然后边界区域边靠边放置并且未叠置。条板150从纤维织构中切割出来，该纤维织构例如通过三维编织获得，该纤维织构与条板101和元件130的纤维织构是相同类型。组件条板的厚度被选择为避免增加极大的额外厚度。条板101和元件130之间的连接例如通过使用缝合纱线160将组件条板150缝合到边界区域104a & 134a和106a &136a上。 
在条板101与元件130组装在一起后，组件在成形设备20上成形以获得用于将制造的叶状结构的所需的纤维预型件。条板101的区域110应用于环状部分21上并然后应用于通过条板101的区域120形成的组件上，扇形部形成元件130应用到成形设备20的多叶状部分22上，以获得对应于叶状结构的多叶状裙状部分12的纤维预型件部分。纤维预型件可以借助于成形键30(图4)和/或借助于膜片40(图5)而成形。 
图17示出了以这样方式获得的叶状结构纤维预型件100的一部分。该预型件100具有环状预型件部分111和多叶状预型件部分112，该环状预型件部分111对应于叶状结构的环状部分11并且通过使条板101的区域110在成形设备20的环状部分21上成形而形成，该多叶状预型件部分112对应于叶状结构的多叶状裙状部分12并且通过在成形设备20的部分22上成形而形成。 
在图17所示的实例中，纤维预型件100以这样的方式被放置到成形设备20上，即预型件的组成元件之间的连接线121(即沿着在条板21中形成的切口的边缘缝合的边界区域)沿预型件部分122的叶片113的侧面(flanks)延伸。这样的布置具有优点，由于在通过组装预型件100被致密化后获得的叶状结构而生产的混合器中，这些连接线位于混合器中最小地机械受压的区域。 
在变体中，预型件的组成元件之间连接线能够沿叶片113的外顶部设置。这样的构造也具有优点，由于在最终获得的混合器中，连接线会位于混合器中暴露于最低温度的区域。 
另一方式，连接线基本上沿穿过最终获得的混合器的燃气流的流动方向延伸，从而由连接线的存在而导致的任何表面不规则不会极大地扰乱燃气流的流动。 
可能在考虑了在预型件致密化后进行的可选择的精加工的情况下，条板101的尺寸和扇形部形成元件130的尺寸自然地被选择以获得一种形状的预型件100，该形状对应于将制造的叶状结构的形状。因此，根据用于预型件部分111所需的周长选择条板101的长度，同时根据在叶片113已经形成后沿轴向方向预型件100所需的尺寸选择条板101的宽度。另外，扇形部形成元件130的底边132的长度被选择以增加至条板101的长度，以获得对应于曲线的展开长度的总长度，该曲线通过预型件部分112的下游端部边缘形成。 
图18示出了变化的实施例，其中条板101表现为，在预型件部分111的厚度与预型件部分112(除了具有较小厚度的切口112旁边的边界区域外)的厚度相等。 
然后，对应于叶状结构的环状部分的预型件部分的额外厚度能够通过增加一个附加纤维板层107提供，例如与条板101相同种类的纤维板层。如图19和20所示，板层107的宽度在基本上对应于区域110的宽度的第一数值和具有大于第一的宽度的第二区域之间变化，该第二区域以切口102为指示，以覆盖并加强位于切口102处的叶片113的起始区域。 
附加的纤维板层107能够以与元件130相同的方式连接至条板101，例如通过少量缝线，通过嵌入针或者销，甚至通过粘合剂。 
本发明的第二实施例将在下文中参考图21至26进行描述。 
在该第二实施例中，叶状结构纤维预型件通过组装和成形多个组成元件而制成，每个组成元件包括至少一个板层的扇形部，该至少一个板层的扇形部构成对应于叶状结构的环状部分的第一预型件部分，以及第二预型件部分的扇形部，该第二预型件部分的扇形部对应于叶状结构的多叶状裙状部分。 
图21是这样的组成元件201的图，该组成元件210被制造为具有两个扇形部形成部分210、220的单片纤维织构，部分220延伸角度β，其大于部分210延伸的角度α。 
如在图22中可见，元件201在除了边界区域204a和206a外具有恒定的厚度e6，边界区域204a和206a沿其纵向边缘204和206具有较小的厚度e7。 
如在图23和图24中所图示地示出，多个扇形元件201通过使沿它们相邻边缘延伸的边界区域相互重叠而组装在一起。组装在一起的元件201相互连接，例如通过沿相互重叠的边界区域通过使用缝合纱线240而缝合，该缝合纱线240选择性地与构成元件201的纤维织构是相同种类。还能够使用其它组装技术，特别是嵌入针或者销或者使用粘合剂。厚度e7可以选择为基本上等于厚度e6的一半，以避免当边界区域204a和206a相互重叠时增加极大的额外厚度。 
然后，获得了具有环状部的扇形部的一般形状的纤维组件，具有通过合并环状扇形部形成部分210形成的环状部分以及通过合并扇形部220形成的打褶部分(不能被展开)。 
构成纤维预型件的元件201能够通过三维编织而制成，例如互锁类型的三维编织，利用本发明的第一实施例的上述方法而使用较薄的边界区域。为了制造元件201，可以使用与用于第一实施例的相同的如上所述的相同种类的纱线。 
图25示出了变化的实施例，其中元件201通过组件条板250而组装在一起，该组件条板250与边界区域204a和206a重叠，边界区域204a和206a不再相互重叠而布置，而是边靠边布置。条板250从纤维织构中被切割出来，该纤维织构例如通过三维编织获得，并且与元件 201的纤维织构是相同的种类。组件条板250的厚度能够被选择以避免增加任何极大的额外厚度。元件201和组件条板250之间的连接可以例如通过使用缝合纱线260将组件条板250缝合到边界区域204a和206a上而实现。还能够通过嵌入针或者销或者通过使用粘合剂而实现所述连接。 
在元件201被组装并且连接到一起后，在成形设备20上使组件成形以获得用于将制造的叶状结构的所需预型件。扇形组装部分210被应用于成形设备20的环状部分21以获得构成预型件部分211的板层，该预型件部分211对应于叶状结构的环状部分。扇形组装部分220被应用于成形设备20的多叶状部分22上，可能借助于成形器键30或者膜片40，以获得对应于将制造的叶状结构的多叶状裙状部分的多叶状预型件部分212。 
图26示出了以这种方法获得的叶状结构预型件200的一部分。预型件部分211的厚度可以通过增加诸如与元件201相同种类的附加纤维板层207而加强。如图26至28所示，板层207的宽度在第一数值和较大的第二数值之间变化，该第一数值基本上对应于预型件部分210的宽度，从而板层207延伸至预型件200的叶片213的起始区域，以加强这些区域。另一个附加板层208可以布置在预型件部分211的另一侧，该附加板层208与板层207相似但能够具有对应于部分210的恒定的宽度，在将组装在一起的元件201进行组装之前，该板层208可以布置在成形设备20的环状部分21上。板层207和208可以连接至扇形部形成部分210，例如通过缝合、嵌入针或者销、或者使用粘合剂。 
应发现，元件201能够被制造成在扇形部210中具有更大厚度，从而直接获得具有更大厚度的环状预型件部分211，而不需要增加附加板层。 
当使纤维预型件200成形时，纤维预型件200被布置在成形设备20上，以这样的方式：扇形部形成部分220之间的组装线优选地沿叶片的侧面或者叶片的外顶部(如图26所示)布置，这是由于上面提到的有关预型件100的原因。 
可能在考虑了在预型件的致密化后可选择的精加工的情况下，元 件201的尺寸被选择以获得具有对应于将要制造的叶状结构的形状的形状的叶状结构预型件200。特别地，扇形部形成部分220需要延伸角度β，该角度足够大以能够形成所需的叶片213. 
在上文中，可预见，为了组装预型件的目的，纤维预型件的组成元件的边界区域被给予了较小的厚度，该边界区域相互重叠或者与组件条板重叠。然而，这不是必须的，重叠的边界区域的厚度不需要是较小的，由于随后在预型件的组成元件的组装过程中增加的额外厚度不会极大地影响最终获得的混合器的动力学特性。 
纤维预型件100或200可以由干燥的纤维织构元件(即未浸渍的)或者由预浸渍的纤维织构元件获得。 
当所述织构没有被预浸渍时，在使用至少部分由陶瓷制成的基体致密化预型件之前，可以通过使用加强基体进行局部致密化，而进行加强纤维预型件的预先步骤。该加强步骤可以包括使用陶瓷前体液体合成物或者碳前体液体合成物浸渍纤维预型件，该合成物例如为选择性地溶解在溶剂中的树脂，然后在除去溶剂后(如果有的话)，并且在硫化树脂后，通过热处理转化所述前体。作为实例，SiC前体包括聚碳硅烷、聚钛碳硅烷、聚硅氮烷或者聚硅氧烷类型的树脂，而碳的前体例如是诸如酚醛树脂的具有相对较高的焦炭含量的树脂：加强纤维预型件的方法特别地在文件WO 2006/090087、FR 06/54542以及US 5846 379中进行了描述，包括：在合适的位置，形成纤维和基体之间的界面涂层。这样的界面涂层，例如热解碳或者氮化硼(BN)的界面涂层，也可以预先在用于制造预型件的组成元件的纤维织构上形成，或者它可以在元件被组装在一起后形成。然后，能够通过化学汽相渗透形成界面涂层。 
为了加强的目的，干燥的纤维预型件100或200在成形设备20上成形，该成形设备20构成公模(male mold)，例如通过成形器键30构成母模(female mold)元件。成形器键被撤回，并且膜片40被放置到合适的位置。纤维预型件使用用于加强基体的液体前体进行浸渍。预型件的浸渍可以通过将成形设备20和膜片40之间的空间抽真空(evacuating)而辅助进行，然后膜片可能被防漏薄膜覆盖。 
在树脂被干燥并且硫化后，预先进行热处理以通过高温分解将前体树脂转化成陶瓷或者碳，从而获得通过陶瓷或者碳基体局部致密化的加强的纤维预型件。加强的预型件被“冻结”在由成形设备20以及膜片40限定的所需形状。由弹性体制成的膜片40的使用有利于获得相对光滑的表面，削弱由于预型件的组成元件之间的连接所造成的不规则。 
当使用预浸渍纤维织构时，预浸渍可以通过上述种类的陶瓷或碳前体树脂预先进行，在除去用于浸渍目的的溶剂(如果有的话)后，树脂可能会被预先聚合。 
通过组装预浸渍的纤维织构的元件获得的纤维预型件在成形设备20上成形，例如通过膜片40。预型件的模制可以通过应用压力差来辅助进行，随后树脂被完全硫化。 
接着，进行热处理的转化，该热处理通过高温分解使前体树脂成为陶瓷或者碳，然后获得了通过陶瓷或者碳基体局部致密化的加强纤维预型件。 
通过任一方式，通过形成陶瓷基体而继续进行加强预型件的致密化，例如通过化学汽相渗透(CVI)。 
陶瓷基体可以是耐火陶瓷，例如SiC，或者有利地，它可以是“自修复”陶瓷基体。“自修复”陶瓷基体通过由一种材料制成的基体的至少一个组成相而获得，该材料能够在一定温度范围内成为粘性状态时，特别是在热循环的作用下，变为填满或者“修复”在基体中形成的裂纹。具有“自修复”性能的化合物特别地是玻璃质化合物，例如铝矽酸盐类型的化合物，或者在氧化作用下能够形成玻璃质化合物的化合物。由碳化硼B4C或者三元的Si-B-C系统的基体相构成用于玻璃质化合物的前体。 
在使用陶瓷基体致密化后，就获得了如图29所示的诸如结构10的CMC叶状结构，该结构10形成了叶状混合器的一个扇形部。 
使用干燥的纤维预型件，可观察到，能够使用CVI而不使用液体技术(使用液体前体浸渍以加强基体，接着硫化，然后高温分解)。在这样的情况下，刚性工具元件被用于成形设备20，并且成形器键30适合于将纤维预型件保持在所需的形状并且有利地还被多重打孔从而促进进入预型件的汽相。 
在所描述的实例中，通过将三个扇形部组装在一起而获得混合器。显然，通过改变用于制造预型件的工具为将要制造的叶状结构的形状，组成混合器的扇形部的数量能够不是三，每个扇形部构成叶状结构。 
通过致密化用于混合器的完整纤维预型件，还可能使由CMC制成混合器19为单一部件。图30示出了这样的混合器。为了使纤维预型件成形，接着使用具有对应于将要获得的混合器的形状的形状的成形设备和膜片。在图6至12的实施例中，以与预型件的组成部件被组装在一起相同的方式，纤维织构条板101区域120的两端接着被像切口的边缘那样处理，纤维织构条板101的区域110的两端通过它们的边缘区域被组装在一起，从而形成完整的环状物。 
因此，在说明书和权利要求书中，术语“叶状结构”应当理解为指示完整的叶状混合器，或者仅仅指示这样混合器的扇形部。 

Claims (22)

1.一种制造用于燃气轮机流体混合器的叶状结构的方法，该流体混合器具有环状上游部分，所述环状上游部分通过形成多叶状裙状部分的一个部分向下游延伸，所述多叶状裙状部分具有围绕所述叶状结构的纵向轴线分布的多个叶片，所述方法包括：
·由耐火纤维制造纤维预型件并且使所述纤维预型件的形状对应于将制造的所述叶状结构的形状，由多个纤维织构的组成元件组成所述纤维预型件，所述组成元件被组装在一起并且通过具有对应于将制造的叶状结构的形状的形状的工具成形，从而获得具有第一预型件部分和第二预型件部分的组装的纤维预型件，该第一预型件部分对应于所述叶状结构的环状部分，该第二预型件部分对应于所述叶状结构的多叶状裙状部分，所述纤维预型件的组成元件至少部分地沿着连接线被组装在一起，该连接线基本上沿穿过多叶状裙状部分的预型件部分的叶片的流体的流动方向延伸；并且
·通过陶瓷的基体至少部分地致密化组装的并且成形的纤维预型件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述预型件的组成元件通过缝合组装在一起。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预型件的组成元件通过嵌入纱线、针或者销组装在一起。
4.根据权利要求1所述的方法，其中所述预型件的组成元件沿连接线组装在一起，所述连接线沿对应于所述多叶状裙状部分的第二预型件部分的叶片的侧面延伸。
5.根据权利要求1所述的方法，其中所述预型件的组成元件沿连接线组装在一起，所述连接线沿对应于所述多叶状裙状部分的第二预型件部分的叶片的外顶部延伸。
6.根据权利要求1所述的方法，其中所述预型件的组成元件以其相邻边缘重叠的方式组装在一起。
7.根据权利要求1所述的方法，其中所述预型件的组成元件通过与其相邻边缘重叠的组件条板组装在一起。
8.根据权利要求1所述的方法，其中所述预型件的组成元件被制造成在它们的相邻边缘的重叠区域具有减小的厚度。
9.根据权利要求1所述的方法，其中所述纤维预型件的组成元件由三维编织制成。
10.根据权利要求1所述的方法，其中所述纤维预型件的组成元件由陶瓷纤维制成。
11.根据权利要求1所述的方法，其中所述纤维预型件的组成元件由碳化硅纤维制成。
12.根据权利要求1所述的方法，包括：
·制造以条板形式的纤维织构元件；
·穿过所述条板制造切口，所述切口从所述条板的一侧边开始基本上垂直于所述侧边延伸，并且延伸小于所述条板的宽度的距离；
·从纤维织构中切割出来扇形元件；并且
·通过将所述扇形部的边缘与所述条板中的相应切口的边缘连接在一起，将每个扇形部与所述条板组装，从而每个扇形部插入到切口的所述边缘之间。
13.根据权利要求12所述的方法，其中条板状元件通过三维编织制成，所述条板状元件在其未切割的部分的厚度大于在其切割部分的厚度。
14.根据权利要求12所述的方法，其中对应于所述叶状结构的环状部分的所述第一预型件部分通过在所述条板状元件上叠置至少一个纤维织构的附加环状板层而获得。
15.根据权利要求14所述的方法，其中所述附加环状板层在所述条板状元件中形成的切口的端部处，覆盖对应于所述叶状结构的多叶状裙状部分的第二预型件部分的叶片的起始区域。
16.根据权利要求1所述的方法，包括：
·制造多个纤维织构的组成元件，每个纤维织构的组成元件包括至少一个第一环状板层的扇形部以及第二预型件部分的扇形部，该第一环状板层的扇形部构成对应于所述叶状结构的环状部分的所述第一预型件部分，该第二预型件部分的扇形部对应于所述混合器的多叶状裙状部分；并且
·将所述多个纤维织构的组成元件至少沿对应于所述多叶状裙状部分的第二预型件部分的扇形部的相邻边缘组合在一起。
17.根据权利要求16所述的方法，其中，为了形成对应于所述叶状结构的环状部分的第一预型件部分，至少一个纤维织构的附加环状板层被增加以至少覆盖所述第一环状板层的扇形部。
18.根据权利要求17所述的方法，其中附加的并且基本上环状的板层覆盖所述第二预型件部分的叶片的起始区域，该第二预型件部分对应于所述多叶状裙状部分，从而加强所述叶片的起始区域。
19.一种陶瓷基复合燃气轮机流体混合器，其特征在于，该流体混合器通过将多个扇形部组装在一起而获得，该扇形部形成通过根据权利要求1至18中的任一项所述的方法制造的叶状结构。
20.一种陶瓷基复合燃气轮机流体混合器，其特征在于，该流体混合器通过根据权利要求1至18中的任一项所述的方法制造的叶状结构而构成。
21.一种旁路燃气轮机航空发动机，安装了根据权利要求19所述的流体混合器。
22.一种旁路燃气轮机航空发动机，安装了根据权利要求20所述的流体混合器。
CN2008800041377A 2007-02-12 2008-02-11 制造燃气轮机航空发动机的cmc流体混合器叶状结构的方法 Active CN101605978B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0753201 2007-02-12
FR0753201A FR2912469B1 (fr) 2007-02-12 2007-02-12 Procede de fabrication d'une structure a lobes de melangeur de flux en cmc pour moteur aeronautique a turbine de gaz.
PCT/FR2008/050207 WO2008104692A2 (fr) 2007-02-12 2008-02-11 Procede de fabbrication d'une structure a lobes de melangeur de flux en cmc pour moteur aeronautique a turbine a gaz

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101605978A CN101605978A (zh) 2009-12-16
CN101605978B true CN101605978B (zh) 2011-11-16

Family

ID=38457600

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008800041377A Active CN101605978B (zh) 2007-02-12 2008-02-11 制造燃气轮机航空发动机的cmc流体混合器叶状结构的方法

Country Status (12)

Country Link
US (1) US8584356B2 (zh)
EP (1) EP2118474B1 (zh)
JP (1) JP4991879B2 (zh)
CN (1) CN101605978B (zh)
AT (1) ATE478251T1 (zh)
CA (1) CA2676048C (zh)
DE (1) DE602008002225D1 (zh)
ES (1) ES2349666T3 (zh)
FR (1) FR2912469B1 (zh)
RU (1) RU2450150C2 (zh)
UA (1) UA94986C2 (zh)
WO (1) WO2008104692A2 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111433008A (zh) * 2017-10-03 2020-07-17 赛峰集团陶瓷 流动混合器波瓣结构的复合材料制造

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2902837B1 (fr) * 2006-06-26 2008-10-24 Snecma Sa Capot pour tuyere de turbomachine muni de motifs triangulaires a doubles sommets pour reduire le bruit de jet
FR2935753B1 (fr) * 2008-09-08 2011-07-01 Snecma Propulsion Solide Liaisons souples a butee pour fixation de piece en cmc
FR2936517B1 (fr) 2008-09-29 2011-07-29 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication de pieces en materiau composite thermostructural
FR2946999B1 (fr) * 2009-06-18 2019-08-09 Safran Aircraft Engines Element de distributeur de turbine en cmc, procede pour sa fabrication, et distributeur et turbine a gaz l'incorporant.
FR2952052B1 (fr) * 2009-10-30 2012-06-01 Snecma Propulsion Solide Piece en materiau composite thermostructural de faible epaisseur et procede de fabrication.
FR2955609B1 (fr) * 2010-01-26 2012-04-27 Snecma Aube composite a canaux internes
FR2958875B1 (fr) * 2010-04-20 2017-07-07 Snecma Dispositif de fabrication d'un carter en materiau composite et procede de fabrication mettant en oeuvre un tel dispositif
FR2958933B1 (fr) 2010-04-20 2015-08-07 Onera (Off Nat Aerospatiale) Procede d'elaboration d'une piece composite a matrice ceramique
FR2965740B1 (fr) * 2010-10-06 2013-04-12 Snecma Moule de fabrication de pieces par injection de cire
JP6174839B2 (ja) * 2011-10-14 2017-08-02 株式会社Ihi セラミックス基複合部材およびその製造方法
US8984890B2 (en) * 2011-10-31 2015-03-24 General Electric Company Turbofan engine mixer assembly
CN102635578A (zh) * 2011-12-23 2012-08-15 南京航空航天大学 一种具有抽吸二次流体的多级波瓣喷管引射器
FR2987079B1 (fr) * 2012-02-17 2017-02-10 Snecma Propulsion Solide Cone d'echappement avec systeme d'attenuation acoustique
FR2989371B1 (fr) * 2012-04-13 2015-01-02 Snecma Propulsion Solide Procede de traitement de fibres de carbure de silicium
CA2870709C (en) 2012-04-27 2017-12-05 General Electric Company Variable immersion lobe mixer for turbofan jet engine exhaust and method of fabricating the same
US10100664B2 (en) 2012-07-31 2018-10-16 General Electric Company Ceramic centerbody and method of making
US10190536B2 (en) 2012-09-17 2019-01-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust case mixer of gas turbine with variable thickness
US9650303B2 (en) * 2013-03-15 2017-05-16 Rolls-Royce Corporation Silicon carbide ceramic matrix composites
US10451001B2 (en) * 2014-12-09 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation CMC oxide-oxide mixer design
US10082043B2 (en) * 2015-06-25 2018-09-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Segmented multi-lobe mixer
FR3041343B1 (fr) * 2015-09-18 2021-04-02 Snecma Piece en materiau composite
CN105402048B (zh) * 2015-11-30 2017-06-13 南京航空航天大学 一种用于二元喷管出口的低红外特征波瓣引射混合装置
CN105465048B (zh) * 2016-01-28 2018-01-12 中国科学院工程热物理研究所 一种褶皱形扩压器
DE102016222583A1 (de) * 2016-11-16 2018-05-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mischer für ein Triebwerk hergestellt aus mindestens einem Verbundwerkstoff, Herstellungsverfahren und Herstellungsvorrichtung
FR3061749B1 (fr) 2017-01-11 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Melangeur de flux a epaisseur evolutive
US11118481B2 (en) 2017-02-06 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine exhaust assembly for a gas turbine engine
FR3066714B1 (fr) * 2017-05-23 2021-01-08 Safran Nacelles Piece tubulaire a volutes en composite et structure fibreuse pour la draper
US11028778B2 (en) 2018-09-27 2021-06-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine with start assist
CN111400923B (zh) * 2020-03-23 2021-10-19 南京航空航天大学 单向陶瓷基复合材料任意应力加卸载本构行为快速计算方法
CN113464277A (zh) * 2021-07-15 2021-10-01 哈尔滨工程大学 一种带异形波瓣引射混合器的船舶燃气轮机

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4628847A (en) * 1982-05-17 1986-12-16 Ake Rydborn Apparatus for thread monitoring
US5846379A (en) * 1993-12-20 1998-12-08 The Procter & Gamble Company Wet pressed paper web and method of making the same

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2209054B (en) * 1987-08-26 1992-04-15 Rolls Royce Plc Gas turbine nozzles
FR2623249A1 (fr) * 1987-11-12 1989-05-19 Snecma Ensemble constitue de deux pieces en materiaux ayant des coefficients de dilatation differents, reliees entre elles et methode d'assemblage
AU2404000A (en) * 1999-01-04 2000-07-24 Allison Advanced Development Company Exhaust mixer and apparatus using same
US6610385B2 (en) * 2001-12-20 2003-08-26 General Electric Company Integral surface features for CMC components and method therefor
US6773215B2 (en) * 2002-09-11 2004-08-10 United Technologies Corporation Fastener assembly for use with composite articles
JP4370887B2 (ja) * 2003-11-18 2009-11-25 株式会社Ｉｈｉ ローブミキサ
RU2265130C1 (ru) * 2004-04-20 2005-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Смеситель двухконтурного турбореактивного двигателя (трдд)
FR2875854B1 (fr) * 2004-09-29 2009-04-24 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur pour tuyere a flux separes
US7247212B2 (en) * 2004-12-21 2007-07-24 General Electric Company Orthogonal weaving for complex shape preforms

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4628847A (en) * 1982-05-17 1986-12-16 Ake Rydborn Apparatus for thread monitoring
US5846379A (en) * 1993-12-20 1998-12-08 The Procter & Gamble Company Wet pressed paper web and method of making the same

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111433008A (zh) * 2017-10-03 2020-07-17 赛峰集团陶瓷 流动混合器波瓣结构的复合材料制造
CN111433008B (zh) * 2017-10-03 2022-07-12 赛峰集团陶瓷 流动混合器波瓣结构的复合材料制造

Also Published As

Publication number Publication date
UA94986C2 (ru) 2011-06-25
ES2349666T3 (es) 2011-01-10
RU2009132463A (ru) 2011-03-20
JP4991879B2 (ja) 2012-08-01
US8584356B2 (en) 2013-11-19
CA2676048A1 (en) 2008-09-04
CA2676048C (en) 2015-10-20
WO2008104692A3 (fr) 2008-11-06
WO2008104692A2 (fr) 2008-09-04
FR2912469A1 (fr) 2008-08-15
US20100005780A1 (en) 2010-01-14
CN101605978A (zh) 2009-12-16
EP2118474A2 (fr) 2009-11-18
DE602008002225D1 (de) 2010-09-30
RU2450150C2 (ru) 2012-05-10
FR2912469B1 (fr) 2009-05-08
JP2010518313A (ja) 2010-05-27
EP2118474B1 (fr) 2010-08-18
ATE478251T1 (de) 2010-09-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101605978B (zh) 制造燃气轮机航空发动机的cmc流体混合器叶状结构的方法
CA2857453C (en) A method of fabricating a composite material turbine engine vane with incorporated platforms
CN103814193B (zh) 由用于涡轮发动机的涡轮机喷嘴或压气机扩压器以及由金属耐磨材料支撑环所形成的组件,以及包括这种组件的涡轮机或压气机
CA2857452C (en) Hollow-blade turbine vane made from composite material, turbine or compressor including a nozzle or guide vane assembly formed by such blades, and turbomachine comprising same
CA2744895C (en) Method for manufacturing a complexly shaped composite material part
CN106687662B (zh) 制造由复合材料制成的涡轮发动机叶片的方法、所产生的叶片以及包括该叶片的涡轮发动机
JP6649264B2 (ja) タービンエンジンのためのステータセクタ、及び、その製造方法
US11391158B2 (en) Composite airfoil assembly with separate airfoil, inner band, and outer band
RU2552652C2 (ru) Способ изготовления лопатки турбомашины из композиционного материала, лопатка турбомашины и турбомашина
CN102803657B (zh) 由cmc所制成的涡轮机分配器元件,制造它的方法,包括它的分配器和燃气涡轮机
US11015467B2 (en) Porous space fillers for ceramic matrix composites
US10822974B2 (en) Turbine nozzle with CMC aft band
JP2014518976A (ja) 複合材料製の脚付きブレードを備えたターボ機械のロータ
EP3459733B1 (en) Method for forming ceramic matrix composite articles
CN102958680A (zh) 具有互补的奇数/偶数几何布局的涡轮机组叶片及其制造方法
US10364707B2 (en) Retention assembly for gas turbine engine components
EP3556510B1 (en) Tooling assembly having cam closing feature
EP4008703A1 (en) Ceramic component
US20180298768A1 (en) Turbine Nozzle with CMC Aft Band

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
ASS Succession or assignment of patent right

Owner name: HERCULES CORP.

Free format text: FORMER OWNER: SNECMA PROPULSION SOLIDE

Effective date: 20140121

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20140121

Address after: French Pavilion

Patentee after: Herakles

Address before: French Leelan

Patentee before: Snecma Propulsion Solide