CN102232020A - 复合材料涡轮机组发动机叶片及其制造方法 - Google Patents

复合材料涡轮机组发动机叶片及其制造方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种复合材料的涡轮机发动机叶片，所述叶片包括通过基质而被致密化的纤维增强件，并且该叶片的制造方法包括：通过三维编织来将纤维坯体(100)制成为一体件部分；对所述纤维坯体加工成形，从而获得一整件的纤维预型件，该纤维预型件具有第一部分和至少一个第二部分，所述第一部分形成了叶片翼面和根部的预型件，所述至少一个第二部分形成了叶片缘板和柱脚的预型件；并且通过基质来对所述预型件进行致密化，以获得具有纤维增强件的复合材料叶片，该纤维增强件由所述预型件构成并被所述基质进行了致密化，从而形成了带有内嵌的内缘板和/或柱脚的单一部分。

Description

复合材料涡轮机组发动机叶片及其制造方法
技术领域
本发明涉及由复合材料制成的涡轮机组叶片，该复合材料包括通过基质(matrix)而致密化的纤维增强件。
预期的技术领域是用于航空发动机或工业涡轮机的气体涡轮机叶片领域。
背景技术
已经提出多种方案来利用复合材料制造涡轮机组叶片。作为实例，可以参考文献EP 1 526 285，其描述了通过制造纤维预型件(fiberpreform)来制造风机叶片，该纤维预型件是通过三维编织并利用有机基质对该预型件进行致密化而制成的。
此外，为了制造在工作中暴露于高温下涡轮机组的结构部分，已经提出了使用热结构复合材料(thermostructural composite materials)，特别是使用陶瓷基复合(CMC)材料。与金属合金相比，这种材料可以呈现增强的抗高温能力并具有较小的重量。特别是对于航空发动机的气体涡轮机而言，希望既要减少重量又要减少由于温度提高而导致污染排放。
发明内容
因此，希望具有由复合材料制成的可用的涡轮机组叶片，特别而言但并不是必须的，由诸如CMC的热结构复合材料制成，其用于涡轮机组的涡轮机或者压缩机，它们的叶片需要呈现所需的机械性能同时还具有相对复杂的形状。
为此，本发明提供了一种利用复合材料来制造涡轮机组的叶片的方法，所述复合材料包括通过基质而被致密化的纤维增强件，所述方法包括：
·通过三维编织来制成一整件的纤维坯体；
·对所述纤维坯体加工成形，以获得一整件的纤维预型件，该纤维预型件具有第一部分和至少一个第二部分，所述第一部分形成了叶片翼面(blade airfoil)和根部预型件(root preform)，所述至少一个第二部分形成了用于内叶片平台或者外叶片平台(inner or outer bladeplatform)的预型件；并且
·利用基质来对所述预型件进行致密化，以获得具有纤维增强件的复合材料叶片，该复合材料叶片由所述预型件构成并被所述基质进行了致密化，从而形成了带有结合一体的内缘板(inner platform)和/或外缘板(outer platform)的单一部分。
通过从坯体中来制造叶片的纤维增强件(该坯体是通过三维编织而而获得的单一部分)，可以确保在纤维增强件的多个部分之间具有具有至少局部的相互交织，所述纤维增强件的多个部分对应于形成翼面和根部的叶片部分以及对应于形成内缘板或外缘板的部分或形成内缘板或外缘板的每个部分。
这有助于为具有结合一体的内和/或外缘板的叶片提供所需的机械性能，特别是在形成翼面和根部的部分以及形成内缘板或外缘板的该部分或形成内缘板或外缘板的每个部分之间的连接处提供所需的机械性能。
根据所述方法的有利的特征，在与待被制造的叶片的纵向方向相对应的所述纤维坯体的纵向方向上，所述纤维坯体包括第一组多个纱线层(layers of yarns)和第二组多个纱线层，该第一组多个纱线层一起联接起来形成了坯体的第一部分，该第一部分对应于用于所述叶片翼面和根部的预型件，所述第二组多个纱线层至少局部地联接起来以形成至少一个坯体的第二部分，该坯体的第二部分对应于用于内叶片平台或外叶片平台的预型件，其中所述第一组纱线层的纱线不与所述第二组纱线层的纱线联接，并且其中所述第二组纱线层的纱线在所述坯体的该第二部分或每个第二部分的水平高度上交叉穿过所述第一组纱线层。
这种非联接区域的布置使得不需要对联接的纱线进行切割就能够对纤维预型件加工成形，其中这种切割会降低纤维增强件的机械强度并因此降低所产生的叶片的机械强度。
根据所述方法的另一个特征，所述纤维坯体利用第二组连续的纱线层来进行编织，并且对所述纤维坯体的加工成形包括：通过切除，将在所述纤维坯体的所述第二部分或者每个第二部分的之外的第二组纱线层的部分去除。
根据所述方法的再一个特征，在所述第二组纱线层的纱线交叉穿过所述第一组纱线层的位置处或至少一个位置处，第一组纱线层和第二组纱线层的相交点沿着一条线排列，该线并不正交于所述纤维坯体的纵向方向。这样，就能够利用复合材料来制造出具有内缘板和/或外缘板的叶片，该内缘板和/或外缘板大体上并不垂直于叶片的纵向方向而延伸。
根据所述方法的再一个特征，在所述纤维坯体的第一部分中，并且在与沿着待被制造的叶片当中的具有变化厚度的翼面的轮廓延伸的方向相对应的方向上，所述第一组纱线层中的纱线层数量是恒定的。那么，该第一组纱线的多个纱线可以具有变化的重量和/或支数(counts)。
有利地，包括多个连续的纤维坯体的条带是通过三维编织而制成的。这些坯体可以随后从条带中切割下来。该多个坯体可以被这样编织，其中待被制造的叶片的纵向方向在纬纱方向上或在经纱方向上延伸。
本发明还提供了一种由复合材料制成的涡轮机组叶片，该复合材料包括纤维增强件，该纤维增强件通过对纱线进行三维编织而获得并且被基质进行了致密化，所述叶片包括第一部分，该第一部分构成叶片的翼面和根部，该叶片的翼面和根部与构成内叶片平台或外叶片平台的至少一个第二部分一起形成为单一部分，并且，对应于所述叶片的第一部分和第二部分的纤维增强件的两个部分至少局部互相交织，其中纤维增强件的部分之一的纱线穿入到纤维增强件的另一个部分当中。
所述叶片可以由陶瓷基复合材料制成。
根据所述叶片的特征，构成对应于所述叶片的第二部分的所述纤维增强件的那部分的纱线交叉穿过对应于所述叶片的第一部分的所述纤维增强件的那部分。
所述叶片的翼面可以具有变化厚度的轮廓，对应于所述叶片的第一部分的纤维增强件的那部分沿着该轮廓，在叶片的纵向方向上具有恒定数量的纱线层，该纱线层具有变化的重量和/或支数，或者在叶片的纵向方向上具有变化数量的纱线层。
本发明还提供了一种装配有如上限定的叶片的涡轮机组。
附图说明
通过参考所附附图以非限制表示给出的如下描述可以更好地理解本发明，在这些附图中：
·图1是一体结合有外缘板和内缘板的涡轮机组叶片的立体图；
·图2是在三维编织纤维坯体中设置两组纱线层，以用来制造用于图1所示类型的叶片的纤维预型件的高度图示性的示图；
·图3、4和5显示了在从图2中的纤维坯体开始制造用于如图1所示的叶片的纤维预型件时的连续步骤；
·图6为显示了制成例如如图1所示的布置为扁平叶片翼面的轮廓的截面图；
·图7为通过适于获得例如如图6所示轮廓的一组经纱纱线层的截面图；
·图8A和8B为经纱截面图，显示了编织图2中的纤维坯体的一种方式；
·图9为在与图2中的纤维坯体的一部分的经纱方向和纬纱方向相平行的平面上的断片截面图，该部分对应于叶片和其内缘板之间的接合位置；
·图10为图2中的纤维坯体的一部分的纬纱截面中的断片视图，该部分对应于叶片和其外缘板之间的接合位置；
·图11A为显示在纤维坯体的一部分中纬纱纱线布置的实例的纬纱截面视图，该部分对应于叶片根部的一部分；
·图11B至11D为显示用于在图11A的纤维坯体部分中进行(多层)三维编织的一个实例的经纱平面的纬纱截面视图；
·图12是对应于叶片根部的坯体部分的另一种实施例的断片的截面示意图；
·图13和14为显示制造编织纤维条带的方法的高度图示性的视图，该编织纤维条带通过三维编织并且包括如图2所示那种纤维坯体而制成；
·图15显示了制造根据本发明的涡轮机组叶片的实施方法的连续步骤；
·图16显示了制造根据本发明的涡轮机组叶片的另一实施方法的连续步骤。
具体实施方式
本发明可以应用到多种类型的具有结合一体的内缘板和/或外缘板的涡轮机组叶片，特别是用于各种燃气涡轮转子(spools)的压缩机和涡轮机叶片，例如如图1所示的用于低压(LP)涡轮机的叶轮(rotorwheel)的叶片。
图1中的叶片10以公知的方式包括：翼面20；由较大厚度的部分所构成的根部30，例如，该较大厚度的部分呈由柄脚32延伸出的灯泡形横截面的形状；位于柄脚32和翼面20之间的内缘板40；以及外缘板50，其位于叶片自由端的附近。
翼面20在内缘板40和外缘板50之间在纵向方向上延伸，并且以如下的横截面延伸，该横截面在其前缘(leading edge)20a和后缘(trailing edge)20b之间呈厚度变化的弯曲轮廓。
叶片10通过将其根部30接合在对应形状的壳体中而安装在涡轮机转子(图中未示)上，该对应形状的壳体形成在转子的外围。根部30通过柄脚32延伸，从而与内缘板40的内部(或者底部)面结合。
在翼面20的径向内端上，翼面20连接至内缘板40的外部(或者顶部)面42，该表面限定了气流穿过涡轮机的流道的内侧。在其上游端部分和下游端部分(相对于气流的流动方向f)当中，内缘板由边44和46而终止。在所示的实例当中，内缘板的面42是倾斜的，其相对于与叶片的纵向方向相正交的方向大体形成了非零角度α。取决于气流的流道的内表面所需的轮廓，角度α可以是零度，或者面42可以具有大体上非直线的轮廓，例如，呈弯曲的轮廓。
在翼面的径向外端，所述翼面通过其内部(或者底部)面52而与外缘板50相结合，该内面52用来限定了气流的流道的外侧。在外缘板的外侧(或顶部)上，外缘板限定了凹进或浴缸(bathtub)54。沿着该浴缸54的上游边缘和下游边缘，所述外缘板携带有齿状轮廓的接触刷(wipers)56，所述接触刷的尖端穿入到涡轮机环(turbine ring)内(图中未示)的可磨耗材料层当中，从而减少叶片尖端和涡轮机环之间的间隙。在所示的实例当中，外缘板的面52大致上垂直于叶片的纵向方向而延伸。在变型当中，取决于气流的流道的外表面所需的轮廓，面52可以是倾斜的，其相对于与叶片的纵向方向相正交的方向大体上形成了非零角度，或者面52可以具有大体上非直线的轮廓，例如，弯曲的轮廓。
图2是纤维坯体100的高度示意性的图，从该纤维坯体中能够形成叶片纤维预型件，从而在通过基质而致密化并且还可以加工之后，获得了由纤维材料制成的如图1所示类型的结合有内缘板和外缘板的叶片。
坯体100包括通过三维编织或多层编织而获得的两个部分102和104，图2中仅仅显示了这两个部分的包层(envelopes)。在加工成形之后，部分102将构成对应于叶片的翼面和根部的预型件的叶片纤维预型件部分。在加工成形之后，部分104将构成对应于叶片的内缘板和外缘板的预型件的叶片纤维预型件部分。
两个部分102和104呈条带的形式，其大体沿着对应于待被制造的叶片的纵向方向的方向X进行延伸。在将被形成翼面预型件的部分当中，纤维条带102呈现出变化的厚度，该变化的厚度被确定为待被制造的叶片的翼面轮廓的厚度的函数。在将形成为根部预型件的部分当中，纤维条带102呈现出额外的厚度103，该额外的厚度103被确定为待被制造的叶片的根部的厚度的函数。
纤维条带102具有宽度l，该宽度l被选定为待被制造的叶片的翼面和根部的展开(扁平)轮廓的函数，而纤维条带104的宽度L大于l，且宽度L被选定为待被制造的叶片的内缘板和外缘板的展开长度的函数。
纤维条带104具有大致恒定的厚度，该厚度被确定为待被制造的叶片的缘板的厚度的函数。条带104具有第一部分104a、第二部分104b和第三部分105a，该第一部分104a沿着条带102的第一面102a并在该第一面102a旁边延伸，该第二部分104b沿着条带102的第二面102b并在该第二面102b旁边进行延伸，该第三部分105a沿着条带102的第一面102a并在该第一面102a旁边进行延伸。
部分104a和104b通过连接部分140c而连接在一起，该连接部分140c在对应于待被制造的叶片的内缘板的位置上相对于条带102而横向延伸。连接部分140c与条带交叉，从而与正交于纤维坯体的纵向方向的方向形成了角度α。部分104b和105a通过连接部分150c而连接在一起，该连接部分150c在对应于待被制造的叶片的外缘板的位置上相对于条带102而横向延伸。在所示的实例当中，连接部分150c在大致垂直于纤维坯体的纵向方向X上与条带102交叉。取决于叶片的外缘板的所需形状，连接部分150c可以与条带102交叉而与正交于叶片的纵向方向X的方向形成非零角度，这与内缘板类似。此外，连接部分140c的轮廓和/或连接部分150c的轮廓可以是曲线形的，而不是如实例中所示的直线形的。
正如下面更加详细描述的那样，条带102和104通过三维编织而同时进行编织，而不需要在条带102和条带104的多个部分104a、104b和105a之间的任何联接，其中多个相继的坯体100在方向X上连续编织。
图3至图5显示了如何能够从纤维坯体100中得到形状上接近于待被制造的叶片的形状的纤维预型件的高度示意性的图。
纤维条带102在额外厚度103的一端处被切割，并在稍微超过连接部分150c的另一端处被切割，从而具有了长度对应于待被制造的叶片的纵向方向的条带120，该条带120带有扩大部分130，该扩大部分130由额外厚度103的部分形成并且其位置对应于待被制造的叶片的根部的位置。
此外，在条带104的多个部分104a和105a的端部中、并在它的部分104b中，形成了多个切口，从而如图3所示，在连接部分140c的任两侧上留下了节段140a和140b，并在连接部分150c的两侧上留下了节段150a和150b。节段140a和140b以及150a和150b的长度被确定为待被制造的叶片的缘板的函数。
因为在纤维坯体的条带102和多个部分104a、104b和105a之间不具有联接，因此节段140a、140b、150a和150b能够弯折展开成垂直于条带102而无需切割纱线，从而形成了如图4所示的板140、150。
随后，通过模制来获得了用于待被制造的叶片的纤维预型件200，其中条带102进行变形从而再复制出叶片翼面的弯曲轮廓，并且板140和150进行变形，从而复制出类似于叶片的内缘板和外缘板的形状，其如图5所示。从而，获得了具有翼面预型件部分220、根部预型件部分230(包括柄脚预型件)和缘板预型件部分240和250的预型件。
如下所述，有利地，在纤维坯体已经被处理并被注入固结复合物之后，来执行从纤维坯体中制造叶片预型件的步骤。
以下将详细描述三维编织纤维坯体100的方法。
假设利用在坯体的纵向方向X上延伸的经纱纱线来进行编织的话，则规定了还可以利用在该方向上延伸的纬纱纱线来进行编织。
通过使用变化重量的纬纱纱线来获得了沿着条带102的长度上的条带102的厚度变化。在变型当中或者除此以外，可以改变经纱纱线的支数(在纬纱方向上的每单位长度的经纱数量)，当通过模制而对预型件加工成形的时候，较少的支数使得更加的纤细(greater thinning)成为可能。
从而，为了获得图6中平投影方式所示的叶片翼面轮廓，可以使用如图7所示的具有变化重量和支数的三层经纱纱线。
在实施例当中，所使用的纱线可以是碳化硅(SiC)纱线，其被日本供应商Nippon Carbon以名称“Nicalon”进行供应，该纱线具有0.5K的重量(用细丝的数量来表示，亦即为500根细丝)。
经纱是利用0.5K的SiC纱线和通过将两个0.5K纱线联合起来的1K的SiC纱线制成的，该两个纱线通过包裹而联合在一起。有利地，所述包裹是通过使用一种临时特性的纱线来实施的，这种临时特性的纱线适合于在编织之后被去除，例如，能够通过在水中溶解而被去除的聚乙烯醇纱线(PVA)。
下方的表I指定了经纱纱线在每一柱中的支数(在轮廓的每厘米长度上的纱线数量)、0.5K纱线的数量、1K纱线的数量和用毫米(mm)表示的轮廓厚度，其中所述厚度在1mm到2.5mm的范围内变化。
表I
  柱   1   2   3   4   5   6   7   8   9   10   11   12   13   14   15   16   17   18   19
  支数   6   6   6   6   6   6   6   8   8   8   8   8   8   8   8   8   8   8   6
  #0.5K纱线   3   3   3   3   3   3   3   2   1   0   0   0   0   0   0   0   2   1   3
  #2x0.5K纱线   0   0   0   0   0   0   0   1   2   3   3   3   3   3   3   3   1   2   0
  厚度   1   1   1   1   1   1   12   1.5   2   2.2   2.4   2.5   2.4   2.4   2.2   2.1   1.8   1.5   1.2
自然地，取决于可用的纱线重量，对于待被获得的轮廓，能够采用纱线层数量以及支数和重量的各种变化的不同组合。
图8A和8B在经纱截面中显示了两个相继的编织平面，其能够用于在额外厚度103的外侧对纤维坯体100进行编织。
纤维坯体100的条带102包括一组经纱纱线层，其中在该实例中层的数量等于3(层C11、C12、C13)。经纱纱线使用三维编织而通过纬纱纱线t1而联接起来。
条带104也具有一组经纱纱线层，例如，同样为三层(层C21、C22、C23)，它们与条带102一样通过三维编织而被纬纱纱线t2联接起来。
应当注意到，纬纱纱线t1并未延伸到条带104的经纱纱线层当中，并且纬纱纱线t2并未延伸到条带102的经纱纱线层当中，从而确保它们不会联接起来。
在所示的实例当中，编织是使用缎纹(satin)或多缎(multi-satin)类型的编织而进行多层编织。也可以使用其它类型的三维编织，例如通过复平织(multiple plain weave)进行的多层编织或者利用双罗纹编织(interlock weave)而进行的编织。本文中所使用的术语“双罗纹编织”表示在编织中，每个纬纱纱线层与多个经纱纱线层联接在一起，在特定的纬纱栏当中的所有纱线在编织平面当中都具有相同的路径(path)。
特别在文献WO 2006/136755中描述了各种形式的三维编织，该文献的内容通过引用的方式并入到本文中。
图9是平行于经纱和纬纱方向的截面视图，其中条带102使得条带104的连接部分140c穿过其中，图中显示了连接部分的经纱纱线的截面。在该连接部分140c当中的每个经纱纱线层的延伸方向相对于条带102的纬纱方向形成了角度α。在编织过程中，通过使得条带104的每个经纱纱线单独地穿过条带102的经纱和纬纱纱线组，使得条带104从条带102的一侧穿到另一侧。
图10是纬纱的截面图，其中条带104的连接部分150c穿过条带102。在该实例当中并且如以上所指定的那样，连接部分150c垂直于条带102的经纱方向而延伸。然而，对于连接部分140c而言，取决于外缘板所需的定向，可以使得连接部分150c以非零角度相对于与经纱方向正交的方向延伸。
如图11A中通过实例的方式所示的那样，可以使用更大重量厚度的纬纱纱线并使用纬纱纱线的附加层来获得额外的厚度103。
在图11A中，在条带102的部分1021和该条带的部分1023之间穿过的纬纱纱线层的数量在该实例中是从四到七，部分1021对应于叶片的柄脚，部分1023表示额外厚度103。
此外，纬纱纱线t1、t′1和t″1使用了不同的重量，例如，纱线t1是“Nicalon”SiC纱线，其重量为0.5K(500根细丝)，纱线t′1是通过将两个0.5K纱线联合起来而获得的，而纱线t″1通过将三个0.5K的纱线联合起来而获得的。
在坯体部分1023中进行编织需要比在部分1021中更多数量的经纱纱线层。有利地，这是在部分1021和部分1023之间的过渡来实现的，通过从部分1021中的两个经纱平面中将经纱纱线联合起来，从而在部分1023中构成每个经纱平面，这样通过减少经纱平面的数量来实现该过渡。图11B和11C显示了在部分1021中两个相邻的经纱平面，图11D显示了通过将图11B和11C中的多个经纱平面联合起来而获得了部分1023中的经纱平面。在图11B、11C和11D当中，并未显示经纱纱线的不同重量(以图7的方式)，也未显示纬纱纱线的重量(以图11A的方式)，其目的是为了对图进行简化。在图11B和11C以及图11D之间，虚线显示了图11B和11C中的各层经纱纱线如何形成了图11D的经纱纱线层。
当然，也可以采用各种数量的纬纱层和纬纱纱线重量的其他组合，以形成额外厚度103。
在图12中图示性所示的另外的实施例当中，可以通过在编织条带102的同时引入插入件来获得额外厚度103。
在图12当中，对应于叶片的柄脚的条带102的部分1021当中的纬纱纱线层T1通过在编织过程中进行分开而被分离，从而形成了两个子组件T11和T12，并且插入件1031插入到它们之间。在所示的实例当中，部分1021比对应于叶片翼面的条带102的部分1022要厚。可以通过与如上对于图11A中的部分1021和1023之间的过渡所描述的相同方式来获得部分1022和部分1021之间的过渡。在片材104以图2中的连接部分140c的水平高度穿过片材102的位置可以穿过较厚的部分1021。
在插入件103远离部分1021的那个端部，纬纱纱线层的子组件T11和T12通过以下的方式而重新联合起来，通过编织来形成了与部分1021相同厚度的部分102′1，接着通过减少厚度，部分102′2具有了与部分1022相同的厚度，该部分102′2形成了对应于叶片翼面的那个部分，以用于随后的被编织的坯体。
优选地，插入件1031是单一的陶瓷件，优选地利用了与用于待被制造的叶片的复合材料的基质相同的陶瓷材料制成。因此，插入件1031可以是通过对SiC粉末进行烧结而获得的SiC块。
如图13非常图示性地所示，通过对条带300进行编织而可以获得多个纤维坯体100，其中形成有一排或多排相继的纤维坯体。在经纱方向(只具有经纱纱线)和纬纱方向(只具有纬纱纱线)中形成了额外长度区域310、320，以避免与编织有关的边缘现象(edge phenomena)，从而在对预型件加工成形的时候留下了更大的变形自由度，并在多个坯体100之间提供了过渡区域。
图14显示了一种变型实施例，其中条带400是由在垂直于条带的纵向方向的纬纱方向上进行编织的一排坯体100而制成。同样地，额外长度区域410、420在经纱方向和纬纱方向上形成。可以编织多排的坯体100，为此目的，要对条带400的宽度进行调整。
图15中给出了在本发明的实施例当中，复合材料的叶片的制造方法的连续步骤。
在步骤501当中，通过三维编织来对纤维条带进行编织，该条带包括多个纤维坯体，例如，如图13所示，在经纱方向上延伸的多排纤维坯体。对于将被在高温下使用的涡轮机组叶片而言，并且特别在腐蚀环境中(特别是潮湿环境)而言，使用由陶瓷材料(特别是碳化硅(SiC)纤维)制成的纱线来进行该编织。
在步骤502中，对纤维条带进行处理，以去除纤维上存在的油并从纤维表面中去除氧化物。通过酸性处理来去除氧化物，特别是通过浸入到氢氟酸的浴液当中来去除氧化物。如果所述油不适合通过酸性处理来去除的话，则执行用来去除所述油的预处理，例如通过短暂的热处理使其分解。
在步骤503中，通过化学气相渗透(CVI)来在纤维条带的纤维上形成界面涂覆的薄层。该界面涂覆材料由例如热解碳(PyC)、氮化硼(BN)、或者掺硼碳(BC，例如，具有百分之五到百分之二十的原子百分比的硼，其余为碳(C))构成。界面涂覆的薄层优选地为小厚度，例如不超过100纳米(nm)，或者更佳地不超过50nm，从而确保了纤维坯体保持良好的变形性能。厚度优选地不小于10nm。
在步骤504中，纤维被界面涂覆的薄层所涂覆的纤维条带被注入了固结复合物，典型地为注入了树脂，该树脂选择性地可以在溶剂中溶解。可以使用碳前体(carbon precursor)树脂，例如可以使用酚醛树脂或呋喃树脂(furanic resin)、或陶瓷前体(ceramic precursor)，例如构成用于SiC的前体的聚硅氮烷树脂或者聚硅氧烷树脂。
通过去除溶剂而干燥之后(如果存在溶剂的话)，从树脂中去除溶剂(步骤505)，该树脂可以被预先固化(步骤506)。预先固化，亦即不完全的交联，是用来增大刚度以及因此导致的强度，同时保持了制造叶片预型件所需的变形的能力。
在步骤507当中，切割出多个分离的纤维坯体，其如图3所示。
在步骤508当中，利用这种方式被切割出的纤维坯体进行加工成形(其如图4和图5所示)并被放置在模具中，例如，石墨模具，以用于对翼面和根部预型件部分以及内缘板和外缘板预型件部分进行加工成形。
之后，完成了树脂的固化(步骤509)并且，被固化的树脂受到了热解(步骤510)。固化和热解可以通过逐步提高模具中的温度而按次序进行。
在热解之后，获得了已经被热解的残渣进行固结的纤维预型件。对固结的树脂的量进行选定，从而热解残渣将预型件的纤维结合在一起，其足以能够使得所述预型件在保持其形状并且没有工具加工辅助的同时来进行处理，注意到固结树脂的量优选地被选定为尽可能地少。
用来去除油、酸性处理和形成用于SiC纤维基板的界面涂覆的步骤是已知的。可以参考文献US 5 071 679。
通过CVI(步骤511)来形成第二界面层，从而全面地获得纤维基质界面，其呈现的厚度足以使得它能够实现让复合材料不易碎的功能。该第二界面层的材料可以选择PyC、BN和BC，并且不必与第一界面层的材料相同。第二界面层的厚度优选地不小于100nm。
优选地，如上所述，利用两层来制造界面。申请人在申请号为08/54937的法国专利申请中对此进行了描述。
之后，通过基质来对固结的预型件进行致密化。对于将在高温下使用的涡轮机组叶片而言，并且特别是在腐蚀媒介中使用的涡轮机组叶片而言，基质是陶瓷基质，例如由SiC制成。可以通过CVI来执行致密，在该情形下，形成第二界面层并利用基质来致密化可以在同一烤炉中按次序进行。
可以在两个连续的步骤(步骤512和514)当中执行致密化，该两个连续的步骤被步骤513分隔开，步骤513是将叶片加工成所需的尺寸。
应当注意到，可以在步骤509和510之间执行预先加工，亦即，在对树脂固化之后并在对树脂热解之前执行预先加工。
图16给出了在本发明的另一个实施例当中，复合材料的叶片的制造方法的连续步骤。
步骤601是对纤维条带进行三维编织，该纤维条带包括多个纤维坯体，步骤602是进行处理以去除油和氧化物，该步骤601和602类似于图15中实施例的步骤501和502。
在步骤603当中，从纤维条带中切割出多个分离的纤维坯体，接着每个分离的纤维坯体在模具或夹具中加工成形(步骤604)，以通过对翼面和根部预型件部分进行加工成形并通过对缘板预型件部分进行加工成形而获得叶片纤维预型件。
在步骤605当中，在预型件保持在夹具中的同时，通过CVI而在预型件的纤维上形成了界面涂覆，以制造不易碎材料。举例来说，界面涂覆材料是如上所述的PyC、BN或BC。界面涂覆的厚度大约为一百到数百纳米。
在预型件仍然被保持在夹具中的情况下，它通过局部的致密化而被固结(步骤606)，该固结是通过在纤维上利用CVI形成了陶瓷沉积而执行的。
通过CVI而形成界面涂覆以及通过CVI而产生的陶瓷沉积所导致的固结可以在同一CVI烤炉中按次序执行。
所述夹具优选地由石墨制成，并具有便于反应气体通过的多个孔，该反应气体通过CVI而提供了界面沉积和陶瓷沉积。
一旦固结已经足够使得预型件在保持它的形状的同时并且在不需要工具的辅助支持的情况下被处理，被固结的预型件就被从夹具中取出，并且通过CVI而利用陶瓷基质来进行致密化。可以在两个连续步骤中(步骤607和609)执行致密化，该两个连续步骤被步骤608分隔开，该步骤608将叶片加工成所需的尺寸。
在以上的描述中，具有变化厚度的翼面轮廓是通过使用变化重量和/或变化支数的纱线而获得的。在变型例当中，可以利用特定数量的相同重量和恒定支数的纱线层来制造对应于预型件的翼面部分的纤维坯体的那个部分，预型件的厚度在在第一致密化步骤之后的加工期间进行变化，或者在被固结的坯体预型件的预加工的过程中进行变化。
此外，取决于叶片的预期使用条件，该叶片的纤维增强件的纤维可以由不同于陶瓷的材料制成，例如，它们可以由碳制成，并且基质可以由不同于陶瓷的材料制成，例如由碳或者树脂制成，本发明当然也可以应用于利用具有有机基质的复合材料来制造叶片。

Claims (16)

1.一种利用复合材料来制造涡轮机组的叶片的方法，所述叶片包括通过基质而被致密化的纤维增强件，所述方法包括：
·通过三维编织来制成一整件的纤维坯体；
·对所述纤维坯体加工成形，以获得一整件的纤维预型件，该纤维预型件具有第一部分和至少一个第二部分，所述第一部分形成了叶片翼面和根部预型件，所述至少一个第二部分形成了用于叶片内缘板或者叶片外缘板的预型件；并且
·利用基质来对所述预型件进行致密化，以获得具有纤维增强件的复合材料叶片，该纤维增强件由所述预型件构成并被所述基质进行了致密化，从而形成了带有结合的内缘板和/或外缘板的单一部分。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在与待被制造的叶片的纵向方向相对应的所述纤维坯体的纵向方向上，所述纤维坯体包括第一组多个纱线层和第二组多个纱线层，该第一组多个纱线层一起联接起来形成了坯体的第一部分，该第一部分对应于用于所述叶片翼面和根部的预型件，所述第二组多个纱线层至少局部地联接起来，以形成坯体的至少一个第二部分，该至少一个第二部分对应于用于叶片内缘板或叶片外缘板的预型件，其中所述第一组纱线层的纱线不与所述第二组纱线层的纱线联接，并且其中所述第二组纱线层的纱线在所述坯体的第二部分或每个第二部分的水平高度上交叉穿过所述第一组纱线层。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述纤维坯体利用第二组连续的纱线层来进行编织，并且对所述纤维坯体的加工成形包括：通过将在所述纤维坯体的所述第二部分或者每个第二部分的之外的第二组纱线层的多个部分切掉而去除该多个部分。
4.如权利要求2或3所述的方法，其特征在于，在所述第二组纱线层的纱线交叉穿过所述第一组纱线层的位置处或至少一个位置处，第一组纱线层和第二组纱线层之间的交叉点沿着一条线排列，该线并不正交于所述纤维坯体的纵向方向。
5.如权利要求1至4中任意一项所述的方法，其特征在于，在所述纤维坯体的第一部分中，并且在与沿着待被制造的叶片当中的具有变化厚度的翼面的轮廓延伸的方向相对应的方向上，所述第一组纱线层中的纱线层数量是恒定的。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述第一组纱线层的多个纱线具有变化的重量。
7.如权利要求5或6所述的方法，其特征在于，所述第一组纱线层的多个纱线具有变化的支数。
8.如权利要求1至7中任意一项所述的方法，其特征在于，包括多个连续的纤维坯体的条带是通过三维编织而制成的。
9.如权利要求1至8中任意一项所述的方法，其特征在于，所述多个坯体被编织，其中它们的纵向方向在纬纱方向上延伸，该纵向方向对应于待被制造的叶片的方向。
10.如权利要求1至8中任意一项所述的方法，其特征在于，所述多个坯体被编织，其中它们的纵向方向在经纱方向上延伸，该纵向方向对应于待被制造的叶片的方向。
11.一种由复合材料制成的涡轮机组叶片，该复合材料包括纤维增强件，该纤维增强件通过对纱线进行三维编织而获得并且被基质进行了致密化，
其特征在于，所述叶片包括第一部分，该第一部分构成叶片的翼面和根部，该叶片的翼面和根部与构成叶片内缘板或叶片外缘板的至少一个第二部分一起形成为单一部分，并且，对应于所述叶片的第一部分和第二部分的纤维增强件的两个部分至少局部互相交织，其中纤维增强件的第一部分的纱线穿入到纤维增强件的第二部分当中。
12.如权利要求11所述的叶片，其特征在于，它由陶瓷基复合材料制成。
13.如权利要求11或12所述的叶片，其特征在于，构成对应于所述叶片的第二部分的所述纤维增强件的那部分的纱线，交叉穿过对应于所述叶片的第一部分的所述纤维增强件的那部分。
14.如权利要求11至13中任意一项所述的叶片，其特征在于，所述叶片的翼面具有变化厚度的轮廓，对应于所述叶片的第一部分的纤维增强件的那部分沿着该轮廓具有恒定数量的纱线层，该纱线层沿着所述叶片的纵向方向延伸并具有变化的重量和/或支数。
15.如权利要求11至13中任意一项所述的叶片，其特征在于，所述叶片的翼面具有变化厚度的轮廓，对应于所述叶片的第一部分的纤维增强件的那部分沿着该轮廓具有变化数量的纱线层，该纱线层沿着所述叶片的纵向方向延伸。
16.一种涡轮机组，其装配有根据权利要求11至15中任意一项所述的叶片，或者装配有通过实施权利要求1至10中任意一项所述的方法而制造的叶片。
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FR0858090A FR2939129B1 (fr) 2008-11-28 2008-11-28 Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication.
PCT/FR2009/052309 WO2010061140A1 (fr) 2008-11-28 2009-11-26 Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102232020A true CN102232020A (zh) 2011-11-02
CN102232020B CN102232020B (zh) 2014-06-04

Family

ID=40888150

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200980147538.2A Active CN102232020B (zh) 2008-11-28 2009-11-26 复合材料涡轮机组发动机叶片及其制造方法

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Country Link
US (1) US9080454B2 (zh)
EP (1) EP2349688B1 (zh)
JP (1) JP5527774B2 (zh)
CN (1) CN102232020B (zh)
BR (1) BRPI0922074B1 (zh)
CA (1) CA2744896C (zh)
FR (1) FR2939129B1 (zh)
RU (1) RU2518622C2 (zh)
WO (1) WO2010061140A1 (zh)

Cited By (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103974824A (zh) * 2011-12-01 2014-08-06 赫拉克勒斯公司 由复合材料制造并包括结合的平台的涡轮机叶片的制备方法
CN103998665A (zh) * 2011-12-14 2014-08-20 斯奈克玛 三维编织纤维结构、从这种纤维结构中获得的纤维预制件以及包括这种预制件的复合材料部件
CN103998396A (zh) * 2011-11-30 2014-08-20 赫拉克勒斯公司 一种由cmc材料制造部件的方法
CN104040056A (zh) * 2012-01-09 2014-09-10 斯奈克玛 用于由复合材料制成且具有集成平台的涡轮发动机叶片的纤维预成型件及其制造方法
CN104040057A (zh) * 2012-01-09 2014-09-10 斯奈克玛 一种π型截面的复合材料增强部件，特别是用于涡轮引擎风机的平台，以及其制造方法
CN104812950A (zh) * 2012-12-05 2015-07-29 斯奈克玛 用于制造复合材料的涡轮发动机叶片根部的方法以及通过这种方法获得的叶片根部
CN104903546A (zh) * 2013-01-11 2015-09-09 株式会社Ihi 纤维强化后的涡轮零部件
CN104955643A (zh) * 2013-01-29 2015-09-30 赫拉克勒斯公司 制造弯曲陶瓷声衰减板的方法
CN105074068A (zh) * 2013-02-22 2015-11-18 埃尔塞乐公司 具有并列框架的编织机，使用该编织机的编织方法以及因此编织形成的预型件
CN105358429A (zh) * 2013-07-08 2016-02-24 斯内克马公司 用于飞行器的复合螺旋桨叶片
CN105377520A (zh) * 2013-05-14 2016-03-02 通用电气公司 复合编织出口引导静叶
CN106062264A (zh) * 2014-02-28 2016-10-26 海瑞克里兹 将进行纺织操作的浆纱
CN106523430A (zh) * 2015-09-11 2017-03-22 中航商用航空发动机有限责任公司 风扇叶片及其制备方法
CN113242784A (zh) * 2018-12-13 2021-08-10 赛峰航空器发动机 包含纤维预制件的涡轮发动机部件
CN114127387A (zh) * 2019-07-11 2022-03-01 赛峰飞机发动机公司 鼓风机轮叶
CN114294263A (zh) * 2021-10-20 2022-04-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 风扇叶盘结构及涡轮风扇发动机
US11702961B2 (en) 2019-01-30 2023-07-18 Safran Aircraft Engines Casing made of composite material with local variation of thickness

Families Citing this family (102)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9062562B2 (en) 2008-11-28 2015-06-23 Herakles Composite material turbomachine engine blade or vane, compressor stator segment or turbine nozzle segment incorporating such vanes and method for manufacturing same
FR2979573B1 (fr) * 2011-09-07 2017-04-21 Snecma Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
FR2939130B1 (fr) * 2008-11-28 2011-09-16 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication de piece de forme de forme complexe en materiau composite.
FR2952052B1 (fr) 2009-10-30 2012-06-01 Snecma Propulsion Solide Piece en materiau composite thermostructural de faible epaisseur et procede de fabrication.
US9506355B2 (en) 2009-12-14 2016-11-29 Snecma Turbine engine blade or vane made of composite material, turbine nozzle or compressor stator incorporating such vanes and method of fabricating same
FR2953885B1 (fr) 2009-12-14 2012-02-10 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication
FR2961847B1 (fr) 2010-06-25 2012-08-17 Snecma Roue mobile a aubes en materiau composite pour moteur a turbine a gaz a liaison pied d'aube/disque par serrage
US9033673B2 (en) 2010-06-28 2015-05-19 Herakles Turbomachine blade or vane having complementary asymmetrical geometry
FR2961846B1 (fr) * 2010-06-28 2012-08-03 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine a geometrie asymetrique complementaire
US9045992B2 (en) 2010-06-28 2015-06-02 Herakles Turbomachine blades or vanes having complementary even/odd geometry
FR2961845B1 (fr) * 2010-06-28 2013-06-28 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine a geometrie complementaire paire/impaire et son procede de fabrication
US8662855B2 (en) * 2010-08-31 2014-03-04 United Technologies Corporation Integrally woven composite fan blade using progressively larger weft yarns
FR2965202B1 (fr) * 2010-09-28 2012-10-12 Snecma Procede de fabrication d'une piece et piece massive composite obtenue par ce procede
FR2967202B1 (fr) * 2010-11-10 2013-01-11 Snecma Procede d'optimisation du profil d'une aube en materiau composite pour roue mobile de turbomachine
FR2968679B1 (fr) * 2010-12-13 2014-02-07 Snecma Structure fibreuse pour piece en materiau composite ayant une ou plusieurs parties en forme d'arche
US8387504B2 (en) * 2011-01-06 2013-03-05 General Electric Company Fiber-reinforced Al-Li compressor airfoil and method of fabricating
FR2975123B1 (fr) 2011-05-13 2013-06-14 Snecma Propulsion Solide Rotor de turbomachine comprenant des aubes en materiau composite avec talon rapporte
FR2975037B1 (fr) 2011-05-13 2014-05-09 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine composite avec pied integre
US8936440B2 (en) * 2011-05-26 2015-01-20 United Technologies Corporation Hybrid rotor disk assembly with ceramic matrix composites platform for a gas turbine engine
US9045990B2 (en) 2011-05-26 2015-06-02 United Technologies Corporation Integrated ceramic matrix composite rotor disk geometry for a gas turbine engine
US9334743B2 (en) * 2011-05-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil for a gas turbine engine
US9212560B2 (en) * 2011-06-30 2015-12-15 United Technologies Corporation CMC blade with integral 3D woven platform
US20130011271A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite components
FR2978197B1 (fr) 2011-07-22 2015-12-25 Snecma Distributeur de turbine de turbomachine et turbine comportant un tel distributeur
FR2979662B1 (fr) * 2011-09-07 2013-09-27 Snecma Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
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
FR2981602B1 (fr) * 2011-10-25 2017-02-17 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
FR2983519B1 (fr) 2011-12-01 2015-07-24 Snecma Propulsion Solide 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
US9617858B2 (en) * 2011-12-14 2017-04-11 Snecma Fibrous reinforcement structure for composite material part having a reduced thickness portion
WO2013088039A2 (fr) 2011-12-14 2013-06-20 Snecma Structure fibreuse avec fils a titre variable
FR2987079B1 (fr) 2012-02-17 2017-02-10 Snecma Propulsion Solide Cone d'echappement avec systeme d'attenuation acoustique
FR2988777B1 (fr) 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
JP6035826B2 (ja) * 2012-04-10 2016-11-30 株式会社Ihi タービン翼として用いるセラミックス基複合部材およびその製造方法
FR2989390B1 (fr) 2012-04-17 2015-07-17 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'une piece en materiau composite avec amelioration de la densification intra-fils
FR2995933B1 (fr) 2012-09-26 2014-10-17 Snecma Aube pour turbomachine en materiau composite a pied en forme de bulbe
FR2996549B1 (fr) 2012-10-04 2016-01-29 Herakles Procede de fabrication d'une piece aerodynamique par surmoulage d'une enveloppe ceramique sur une preforme composite
EP2919954B1 (fr) * 2012-11-13 2018-07-18 Safran Aircraft Engines Preforme et module d'aubes monobloc pour un carter intermediaire de turbomachine
FR3001409B1 (fr) * 2013-01-29 2015-07-03 Herakles Procede de fabrication d'une structure alveolaire de forme courbee en materiau composite
US9631916B2 (en) 2013-03-13 2017-04-25 Rolls Royce Corporation Component including structures for determinant loading
WO2014151066A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 Chamberlain Adam L Fiber architecture optimization for ceramic matrix composites
FR3006368B1 (fr) 2013-05-28 2015-07-03 Herakles Aube de disque de rotor avec retenue du pied par frottement
FR3011253B1 (fr) 2013-10-01 2016-06-10 Snecma Structure fibreuse avec regroupement des flottes
FR3022829B1 (fr) * 2014-06-27 2017-02-24 Snecma Ensemble de compactage et procede de fabrication d'une aube composite de turbomachine
US9664053B2 (en) * 2014-02-12 2017-05-30 Teledyne Scientific & Imaging, Llc Integral textile structure for 3-D CMC turbine airfoils
FR3018308B1 (fr) * 2014-03-06 2016-04-08 Herakles Secteur de stator pour turbomachine et son procede de fabrication
FR3019817B1 (fr) 2014-04-11 2016-05-06 Herakles Procede de fabrication d'une piece en materiau composite multiperforee
FR3021349B1 (fr) * 2014-05-22 2021-07-02 Herakles Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite, aube ainsi obtenue et turbomachine l'incorporant
CN105697070A (zh) * 2014-11-27 2016-06-22 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种组合结构的复合材料静子叶片
FR3029961B1 (fr) * 2014-12-11 2021-06-11 Snecma Roue a aubes avec becquets pour une turbine de turbomachine
FR3032145B1 (fr) * 2015-01-29 2017-02-10 Snecma Procede de fabrication d'une pale d'helice
FR3032462B1 (fr) * 2015-02-10 2017-03-10 Aircelle Sa Procede de fabrication d’une preforme de fibres de renfort tissee comprenant une section evolutive
FR3032726B1 (fr) 2015-02-16 2017-06-02 Herakles Structure fibreuse de renfort de pieces en materiau composite a forte variation d'epaisseur
FR3035675B1 (fr) 2015-04-29 2017-05-12 Snecma Aube munie de plateformes comportant des inserts
US10400612B2 (en) 2015-12-18 2019-09-03 Rolls-Royce Corporation Fiber reinforced airfoil
FR3057295B1 (fr) * 2016-10-12 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une plate-forme et une pale assemblees
US10577939B2 (en) 2016-11-01 2020-03-03 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with three-dimensional CMC construction elements
US10731481B2 (en) 2016-11-01 2020-08-04 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with ceramic matrix composite material construction
FR3059268B1 (fr) * 2016-11-25 2020-02-21 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'un element profile en materiau composite avec fixation d'un renfort metallique par rivetage.
FR3059679B1 (fr) 2016-12-07 2021-03-12 Safran Ceram Outillage de conformation et installation pour l'infiltration chimique en phase gazeuse de preformes fibreuses
FR3063448B1 (fr) * 2017-03-01 2019-04-05 Safran Aircraft Engines Preforme et aube monobloc pour turbomachine
FR3071257B1 (fr) * 2017-09-19 2021-08-20 Safran Ceram Procede d'injection d'une suspension chargee dans une texture fibreuse et procede de fabrication d'une piece en materiau composite
FR3082854B1 (fr) 2018-06-25 2020-09-11 Safran Ceram Structure fibreuse et piece en materiau composite incorporant une telle structure
WO2019097147A1 (fr) 2017-11-14 2019-05-23 Safran Ceramics Structure fibreuse et piece en materiau composite incorporant une telle structure
FR3080145B1 (fr) 2018-04-17 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche
FR3080146B1 (fr) 2018-04-17 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Distributeur en cmc avec reprise d'effort
FR3081370B1 (fr) 2018-05-22 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
US20210292245A1 (en) 2018-08-03 2021-09-23 Safran Ceramics Method for manufacturing a part made from cmc
FR3085131B1 (fr) 2018-08-27 2020-11-13 Safran Procede de mise en forme par compactage d'une preforme fibreuse pour la fabrication d'une piece en materiau composite
US10927710B2 (en) * 2018-09-26 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Blade outer air seal laminate T-joint
US10859268B2 (en) 2018-10-03 2020-12-08 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite turbine vanes and vane ring assemblies
FR3089857B1 (fr) 2018-12-13 2022-02-18 Safran Aircraft Engines Réparation de pièces en matériau composite à matrice organique
US11162377B2 (en) 2019-05-31 2021-11-02 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Ceramic matrix composite turbine vane and method for making
FR3097264B1 (fr) 2019-06-12 2021-05-28 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3098226B1 (fr) 2019-07-01 2021-07-23 Safran Ceram Structure fibreuse de renfort de pièces en matériau composite à épaisseur variable
FR3098246B1 (fr) 2019-07-04 2022-08-26 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3098435B1 (fr) 2019-07-10 2021-07-23 Safran Ceram Procédé de fabrication d’une préforme fibreuse de renfort de pièces en matériau composite à forte variation locale d’épaisseur
RU2716443C1 (ru) * 2019-07-23 2020-03-11 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ изготовления преформы рабочей лопатки вентилятора из композиционного материала
FR3100740B1 (fr) 2019-09-12 2022-12-16 Safran Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite
FR3102795B1 (fr) 2019-10-31 2022-06-17 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3103557B1 (fr) 2019-11-22 2022-11-11 Safran Aircraft Engines Dispositif de maintien en compaction d’une texture fibreuse pour la caractérisation de matériaux composites
FR3107354B1 (fr) 2020-02-14 2022-01-28 Safran Dispositif de maintien de pièces composites ou préformes fibreuses pour contrôle par tomographie aux rayons X
FR3108142B1 (fr) * 2020-03-11 2022-08-19 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associe
FR3108673B1 (fr) 2020-03-27 2023-02-17 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine a distributeur en cmc avec panachage de mats pleins a la couronne
FR3111660B1 (fr) 2020-06-18 2022-07-01 Safran Aircraft Engines Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication
FR3111658B1 (fr) 2020-06-18 2022-07-15 Safran Aircraft Engines Aube en matériau composite à renfort fibreux tissé tridimensionnel et peau tissée bidimensionnel et son procédé de fabrication
FR3114348B1 (fr) 2020-09-23 2022-09-16 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3118095B1 (fr) * 2020-12-18 2024-03-29 Safran Aircraft Engines Talon d'aube mobile en materiau composite a matrice ceramique en fibres courtes
FR3118030B1 (fr) 2020-12-18 2023-09-01 Safran Ceram Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à matrice céramique
FR3118096B1 (fr) * 2020-12-18 2023-11-17 Safran Aircraft Engines Aube en materiau composite a matrice au moins partiellement ceramique
US11661861B2 (en) 2021-03-03 2023-05-30 Garrett Transportation I Inc. Bi-metal variable geometry turbocharger vanes and methods for manufacturing the same using laser cladding
FR3120374A1 (fr) 2021-03-03 2022-09-09 Safran Procédé de tissage tridimensionnel ou multicouche d’une structure fibreuse et structure fibreuse présentant un tissage tridimensionnel ou multicouche
FR3120325B1 (fr) 2021-03-03 2023-11-03 Safran Texture fibreuse pour aube en matériau composite à bord fin
FR3121707B1 (fr) 2021-04-12 2024-01-05 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort et ajustement de position
FR3122697B1 (fr) 2021-05-06 2024-04-05 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec maintien en position radiale
FR3123683B1 (fr) 2021-06-02 2023-06-02 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec pièce de calage
EP4363204A1 (fr) 2021-06-29 2024-05-08 Safran Aircraft Engines Mise en forme reproductible d'une ébauche fibreuse
FR3134338A1 (fr) 2022-04-12 2023-10-13 Safran Aircraft Engines Mise en forme reproductible d’une ébauche fibreuse
FR3124972B1 (fr) * 2021-07-08 2024-01-26 Safran Aircraft Engines Conception d’un support pour ébauche fibreuse d’aube ou d’hélice
FR3127019A1 (fr) 2021-09-14 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Distributeur en CMC dont l’étanchéité est améliorée et Turbine de turbomachine associée
FR3130273B1 (fr) 2021-12-10 2023-12-15 Safran Ceram Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite SiC/SiC
US11873735B1 (en) 2022-11-10 2024-01-16 General Electric Company Composite component for a gas turbine engine
CN115949471B (zh) * 2023-01-04 2023-12-22 北京航空航天大学 一种正交三维机织复合材料出口导向叶片及其制造方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1607319A (zh) * 2003-10-16 2005-04-20 Snecma发动机公司 在涡轮机中用于将叶片安装到涡轮转子盘上的安装装置
US7241112B2 (en) * 2003-10-20 2007-07-10 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
WO2007116176A2 (fr) * 2006-04-04 2007-10-18 Snecma Propulsion Solide Piece en materiau composite a matrice ceramique contenant du silicium, protegee contre la corrosion
US20070248780A1 (en) * 2003-07-29 2007-10-25 Mtu Aero Engines Gmbh Fibrous laminate and method for the production thereof

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2640258B1 (fr) 1988-05-10 1991-06-07 Europ Propulsion Procede de fabrication de materiaux composites a renfort en fibres de carbure de silicium et a matrice ceramique
US6627019B2 (en) * 2000-12-18 2003-09-30 David C. Jarmon Process for making ceramic matrix composite parts with cooling channels
JP3978766B2 (ja) * 2001-11-12 2007-09-19 株式会社Ｉｈｉ バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法
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
JP2005133707A (ja) * 2003-10-10 2005-05-26 Matsushita Electric Ind Co Ltd 密閉型圧縮機
RU2280767C2 (ru) * 2004-10-14 2006-07-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Способ изготовления рабочего колеса турбины из композиционных материалов
FR2887601B1 (fr) * 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US7510379B2 (en) * 2005-12-22 2009-03-31 General Electric Company Composite blading member and method for making
FR2907475B1 (fr) * 2006-10-18 2008-12-05 Messier Dowty Sa Sa Tissu composite 3d
FR2933970B1 (fr) 2008-07-21 2012-05-11 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'une piece en materiau composite thermostructural et piece ainsi obtenue
US8499450B2 (en) * 2010-01-26 2013-08-06 United Technologies Corporation Three-dimensionally woven composite blade with spanwise weft yarns

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070248780A1 (en) * 2003-07-29 2007-10-25 Mtu Aero Engines Gmbh Fibrous laminate and method for the production thereof
CN1607319A (zh) * 2003-10-16 2005-04-20 Snecma发动机公司 在涡轮机中用于将叶片安装到涡轮转子盘上的安装装置
US7241112B2 (en) * 2003-10-20 2007-07-10 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
WO2007116176A2 (fr) * 2006-04-04 2007-10-18 Snecma Propulsion Solide Piece en materiau composite a matrice ceramique contenant du silicium, protegee contre la corrosion

Cited By (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103998396A (zh) * 2011-11-30 2014-08-20 赫拉克勒斯公司 一种由cmc材料制造部件的方法
CN103998396B (zh) * 2011-11-30 2017-09-15 赫拉克勒斯公司 一种由cmc材料制造部件的方法
CN103974824A (zh) * 2011-12-01 2014-08-06 赫拉克勒斯公司 由复合材料制造并包括结合的平台的涡轮机叶片的制备方法
CN103974824B (zh) * 2011-12-01 2016-08-24 赫拉克勒斯公司 由复合材料制造并包括结合的平台的涡轮机叶片的制备方法
CN103998665A (zh) * 2011-12-14 2014-08-20 斯奈克玛 三维编织纤维结构、从这种纤维结构中获得的纤维预制件以及包括这种预制件的复合材料部件
CN103998665B (zh) * 2011-12-14 2016-10-12 斯奈克玛 三维编织纤维结构、从这种纤维结构中获得的纤维预制件以及包括这种预制件的复合材料部件
CN104040056A (zh) * 2012-01-09 2014-09-10 斯奈克玛 用于由复合材料制成且具有集成平台的涡轮发动机叶片的纤维预成型件及其制造方法
CN104040057A (zh) * 2012-01-09 2014-09-10 斯奈克玛 一种π型截面的复合材料增强部件，特别是用于涡轮引擎风机的平台，以及其制造方法
CN104040057B (zh) * 2012-01-09 2016-03-02 斯奈克玛 一种π型截面的复合材料增强部件，特别是用于涡轮引擎风机的平台，以及其制造方法
CN104040056B (zh) * 2012-01-09 2016-05-04 斯奈克玛 用于由复合材料制成且具有集成平台的涡轮发动机叶片的纤维预成型件及其制造方法
CN104812950A (zh) * 2012-12-05 2015-07-29 斯奈克玛 用于制造复合材料的涡轮发动机叶片根部的方法以及通过这种方法获得的叶片根部
CN104903546A (zh) * 2013-01-11 2015-09-09 株式会社Ihi 纤维强化后的涡轮零部件
CN104903546B (zh) * 2013-01-11 2016-06-15 株式会社Ihi 纤维强化后的涡轮零部件
CN104955643A (zh) * 2013-01-29 2015-09-30 赫拉克勒斯公司 制造弯曲陶瓷声衰减板的方法
CN105074068A (zh) * 2013-02-22 2015-11-18 埃尔塞乐公司 具有并列框架的编织机，使用该编织机的编织方法以及因此编织形成的预型件
US10751958B2 (en) 2013-05-14 2020-08-25 General Electric Company Composite woven outlet guide vane with optional hollow airfoil
CN105377520A (zh) * 2013-05-14 2016-03-02 通用电气公司 复合编织出口引导静叶
CN105358429A (zh) * 2013-07-08 2016-02-24 斯内克马公司 用于飞行器的复合螺旋桨叶片
CN105358429B (zh) * 2013-07-08 2018-01-19 斯内克马公司 用于飞行器的复合螺旋桨叶片
CN106062264A (zh) * 2014-02-28 2016-10-26 海瑞克里兹 将进行纺织操作的浆纱
CN106062264B (zh) * 2014-02-28 2018-06-19 海瑞克里兹 将进行纺织操作的浆纱
CN106523430A (zh) * 2015-09-11 2017-03-22 中航商用航空发动机有限责任公司 风扇叶片及其制备方法
CN106523430B (zh) * 2015-09-11 2019-07-09 中国航发商用航空发动机有限责任公司 风扇叶片及其制备方法
CN113242784A (zh) * 2018-12-13 2021-08-10 赛峰航空器发动机 包含纤维预制件的涡轮发动机部件
CN113242784B (zh) * 2018-12-13 2023-08-15 赛峰航空器发动机 包含纤维预制件的涡轮发动机部件
US11702961B2 (en) 2019-01-30 2023-07-18 Safran Aircraft Engines Casing made of composite material with local variation of thickness
CN114127387A (zh) * 2019-07-11 2022-03-01 赛峰飞机发动机公司 鼓风机轮叶
CN114294263A (zh) * 2021-10-20 2022-04-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 风扇叶盘结构及涡轮风扇发动机

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