CN103154343A - 通过编织制造纤维状金属结构的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及通过编织金属纬线和金属经线来制造纤维状金属结构（100）的制造方法（200）。本发明的特征在于该方法包括通过连续编织用作纬线的金属扣（301’）而编织所述纤维状结构（100）的步骤。为了编织，将每个所述金属扣（301’）的臂（302，303）中的每一个引入至少一个梭口中，每个所述梭口由两个经线形成。

Description

通过编织制造纤维状金属结构的方法

本发明涉及通过编织制造纤维状金属结构的方法，该方法能够生产固体部件，例如用于涡轮发动机叶片的金属增强件。

更具体地，本发明涉及通过编织进行生产的方法，该方法能够生产涡轮发动机叶片的前缘的金属增强件。

本发明的领域是涡轮发动机，更具体地，由复合材料或金属材料制成的涡轮发动机的风扇叶片，由此，前缘包括金属结构增强件。

但是，本发明也适用于生产用于对任意种类的涡轮发动机的前缘或后缘进行增强的金属增强件，所述涡轮发动机为陆用或航空用涡轮发动机，特别是直升机涡轮发动机或飞机涡轮喷气发动机，以及开放式转子螺旋桨。

本发明还适用于生产具有复杂几何形状的任意固体部件。

应当注意的是，前缘对应于空气动力学轮廓的前部，该前部朝向气流并将气流划分为下表面气流和上表面气流。后缘对应于空气动力学轮廓的后部，下表面气流和上表面气流在后缘处会合。

涡轮发动机叶片，特别是风扇叶片，要承受巨大的机械应力，该机械应力特别是与转速相关，并且必须满足严格的重量和体积条件。

因此，使用复合材料来制造叶片，复合材料重量更轻并具有更好的耐热性。

已知文件EP1908919提到给复合材料制成的涡轮发动机风扇叶片装备金属结构增强件，该金属结构增强件在叶片的整个高度上延伸并延伸超过它们的前缘。这种增强件能够使复合材料叶片在风扇受异物撞击期间得到保护，例如，异物为鸟，冰雹或石头。

特别地，金属结构增强件通过防止层离及纤维断裂风险或由纤维/基体剥离造成的损害来保护复合材料叶片的前缘。

按照惯例，涡轮发动机叶片包括空气动力学表面，该空气动力学表面在前缘和后缘之间沿第一方向延伸，并在叶片的根部和顶部之间沿基本上垂直于第一方向的第二方向延伸。金属结构增强件遵循叶片的空气动力学表面的前缘的形状，沿着第一方向延伸超过叶片的空气动力学表面的前缘，以遵循叶片的下表面和上表面的轮廓的形状，并沿着第二方向在叶片的根部和顶部之间延伸。

公知地，金属结构增强件为完全通过对一块材料进行铣削而制成的钛金属部件。

但是，用于叶片前缘的金属增强件是一个生产复杂的部件，需要很多复杂的再加工和工具操作，导致高昂的生产成本。

已知，固体部件，特别是用于涡轮发动机叶片的金属增强件可以从三维纤维状金属结构，利用在工具中进行热等静压压制的方法而生产，三维纤维状金属结构通过编织金属线而制得，该方法使得纤维状金属结构的金属线聚集在一起以获得固体部件，这种方法在专利申请FR0858098中描述过。

通常，对纤维状结构的编织通过编织多个金属经线和纬线来实现，其中线的直径为大约几十毫米，典型地为0.1mm至0.3mm之间。

由此获得的纤维状结构是平面的相对刚性的结构，其需要进行变形以获得预成形的纤维状结构，由此能够进入成形工具中。

就生产涡轮发动机叶片增强件而言，纤维状结构编织有基于钛的线，这些线很难成形，特别是因为钛的高弹性限制。

这就是为什么在放入工具之前纤维状结构要通过特殊工具，例如压弯机进行变形的原因。因此，将要变形的纤维状结构的尺寸取决于压弯机的尺寸。由此，纤维状结构的编织尺寸直接受限于现场可用的压弯机的能力。

在此背景下，本发明的目的是提出一种编织方法来解决上述问题，该方法能够获得大尺寸的纤维状结构，而不依赖于可用的变形工具的能力。

为此，本发明提出通过编织金属纬线和金属经线来编织纤维状金属结构的方法，特征在于该方法包括通过连续编织用作纬线的金属扣而编织所述纤维状结构的步骤，所述编织通过将每个所述金属扣的臂中的每一个引入至少一个梭口（shed）中而实现，每个所述梭口由两个经线形成。

扣应当理解为弯曲的或弯折的金属部件，例如包括两个端臂的金属线，所述端臂通过连接元件连接在一起以形成，例如，基本上U形或V形的部件。

梭口应当理解为由两个经线形成并允许引入纬线的空间。

归功于本发明，能够以简单的方式生产大尺寸的纤维状结构，其形状在编织步骤中由用作纬线的扣的形状而提供。因此，本发明的方法能够实现三维纤维状结构的编织。

因此，根据本发明，将扣的每个臂编织进两个经线形成的梭口中可以在不同的编织平面进行。这些编织平面可以平行或者不平行，两个臂的编织平面的设置取决于扣的形状。

因此，本发明的方法能够取消使用相对昂贵的特殊工具对纤维状结构进行变形这一独立步骤，所述特殊工具的尺寸限制了纤维状结构的尺寸。

因此，例如，为了生产涡轮发动机叶片的金属增强件，简单地将纺织的纤维状结构放入成形工具中，通过热压缩方法来制造最终部件就够了。

纤维状结构的预成形通过纺织步骤本身来提供，因此，该方法不需要随后利用工具（例如，压弯机）进行冷和/或热锻来对纤维状结构进行变形以赋予纤维状结构特定角度的步骤。

本发明的生产纤维状金属结构的方法还可以包括以下特征中的一个或多个，这些特点单独考虑，或根据所有的工艺上可能的组合考虑：

-所述方法包括在所述编织步骤之前通过弯曲直线形状的金属段来制造所述金属扣的步骤；

-所述方法包括在弯曲步骤之前切割多个金属段的步骤；

-所述金属扣接着在弯曲步骤中被弯曲为U形和/或V形。

本发明的主题还包括制造固体部件的方法，特征在于其包括：

-本发明的制造纤维状结构的步骤；

-对所述纤维状结构进行热等静压压制，使得所述纤维状结构的金属线聚集以制造固体部件的步骤。

所述固体部件有利地为涡轮发动机风扇叶片的前缘或后缘的金属增强件。

所述固体部件有利地为螺旋桨的金属增强件。

本发明的主题还包括根据本发明的制造方法制造的纤维状结构，特征在于其由多个编织的经线和多个编织的纬线形成，纬线由预成形的金属扣形成。

上述多个编织的经线和多个编织的纬线有利地为基于钛的线和/或碳化硅(SiC)-钛线和/或碳化硅(SiC)-硼线和/或碳化硅(SiC)-碳化硅(SiC)线。

通过参考以下附图进行的指示性的，非限制性的描述，可以更清晰地理解本发明的其它特点和优点，在这些附图中：

-图1为叶片的侧视图，该叶片包括前缘的金属结构增强件，该金属结构增强件通过本发明的制造方法从纤维状结构获得；

-图2为图1在横断面AA中的局部横断面视图；

-图3为方框图，其示出了本发明的方法的用于制造纤维状金属结构，例如，制造涡轮发动机叶片的前缘金属结构增强件的主要步骤；

-图4示出了本发明的制造方法的第一步骤中的纤维状结构的局部视图；

-图5示出了本发明的制造方法的第二步骤中的纤维状结构的局部视图；

-图6简略示出了本发明的制造方法的第三步骤中的纤维状结构的一部分的侧视图；

-图7简略示出了通过轴B-B的图6所示的纤维状结构的侧视图；

-图8示出了通过本发明的制造方法获得的最终纤维状结构的局部透视图。

在所有的附图中，除非另有说明，相同的元件具有相同的附图标记。

图1为叶片的侧视图，该叶片包括前缘的金属结构增强件，该金属结构增强件通过本发明的制造方法从纤维状结构获得。

举例来说，示出的叶片10是涡轮发动机（未示出）的移动风扇叶片。

叶片10包括空气动力学表面12，该空气动力学表面在前缘16和后缘18之间沿第一轴向14延伸，并在根部22和顶部24之间沿基本上垂直于第一轴向14的第二轴向20延伸。

空气动力学表面12形成叶片10的上表面13和下表面11，在图1中仅示出了叶片10的上表面13。下表面11和上表面13形成叶片10的侧面，该侧面连接叶片10的前缘16和后缘18。

在该实施方式中，叶片10为复合材料叶片，典型地，其通过对编织的纤维状机构进行变形获得。举例来说，所使用的复合材料可以包括编织的碳纤维和树脂基体的组合，该组合通过模塑形成，该模塑借助RTM（树脂传递模塑）式或VARRTM（真空树脂传递模塑）式树脂注射工艺。

叶片10包括粘结在其前缘16处的金属结构增强件30，该金属结构增强件30沿第一方向14延伸超过叶片10的空气动力学表面12的前缘16，并沿第二方向20在叶片的根部22和顶部24之间延伸。

如图2所示，结构增强件30符合叶片10的空气动力学表面12的前缘16的形状，其延伸形成前缘31，即所谓的增强件的前缘。

通常，结构增强件30为具有基本上V形型材的单块部件，所述型材包括基部39，该基部形成前缘31并由两个侧面35和37延伸，侧面35和37分别符合叶片的空气动力学表面12的下表面11和上表面13的形状。侧面35和37具有沿叶片的后缘的方向上逐渐变细或变弱的轮廓。

基部39具有圆形的内部轮廓33，该内部轮廓33能够呈现叶片10的前缘16的圆形形状。

结构增强件30为金属的，优选地，为基于钛的。该材料实际上具有很强的吸收冲击所带来的能量的能力。增强件通过本领域技术人员公知的胶剂（例如氰基丙烯胶或环氧树脂胶）粘着在叶片10上。

用于对复合材料涡轮发动机叶片进行增强的这种类型的金属结构增强件30在专利申请EP1908919中有更具体的描述。

本发明的方法能够制造具体如图2所示的结构增强件，图2示出了位于最终状态的增强件30。

图3为方框图，其示出了纤维状金属结构300的制造方法200的主要步骤，该方法能够制造例如图1和图2所示的叶片10的前缘的金属结构增强件30。

制造方法200的第一步骤210是从连续的金属线切割多个金属段301的步骤，例如，连续的金属线来自模具，每一段301的长度根据将要制造的最终工件来确定。如此切割的段301在图1中示出。每个金属段301因此具有特定长度，该长度取决于金属段在纤维状结构的网中的位置。

金属段301的直径可以根据用户的要求以及制造部件所需的材料厚度而变化。基于纤维状结构的柔韧性和工具中所需的材料厚度之间的折中来确定金属段的直径。

制造方法200的第二步骤220是对第一步骤210中切割的金属段301进行冷成型或成形的步骤。该第二步骤在图6示出。

该第二步骤允许通过塑性变形对每个直线的金属段301进行冷成形（即，在环境温度下），以获得预成形的金属段301’，其几何形状根据将要制造的最终部件，特别是根据用于制造最终部件的压缩工具的形状而确定。

金属段301’通过使用可手动操作的简单工具进行变形，每个金属段的各自变形不需要液压装置来产生变形。变形工具有利地为常规的变形工具，其能够自动操作并能够根据金属段301’的最终形状和压力进行校准，所述压力取决于用户的要求。

因此，金属段301’可以单独变形，或以由多个金属段形成的组为单位变形。

因此，用于对金属段进行变形的步骤220能够将直线形状的金属段301变为扣形式的预成形金属段301’，该预成形金属段301’包括通过连接元件304互相连接在一起的两个基本上直线的臂302和303，连接元件304经过至少一次变形。对于同一个扣，臂302和303的长度可以不同。金属段301还可以（例如，通过局部厚度限制）被全部或部分挤压，或从非圆形轮廓获得，该非圆形轮廓为正方形，矩形，六边形等。

就涡轮发动机叶片的金属增强件的实施方式而言，金属段301’有利地弯曲为U形或V形。

制造方法200的第三步骤230是三维编织如图6、7和8所示的纤维状结构100的步骤。

图6简略示出了纤维状结构100的一部分的侧视图，该部分通过编织在第二步骤中预成形的金属段而获得。

图7简略示出了通过图6所示轴B-B的纤维状结构100的侧视图。

最后，图8示出了通过本发明的制造方法200获得的纤维状结构100的一部分的透视图。

编织步骤230能够三维地制造一个或多个纤维状金属结构100，以制造最终部件。

就此而言，纤维状结构100由多个“经线”和“纬线”形成，在我们的实施方式的实施例中，预成形的金属段301’用作纬线。

编织步骤230通过将用作纬线的每个预成形金属段301’连续编织进由两个经线形成的梭口中而实现。

更具体地，所述编织是通过将每个预成形金属段301’的臂302和303中的每一个引入至少一个由两个经线所形成的梭口305，306中而实现。

梭口应当理解为由两个经线形成并允许引入纬线的空间

编织步骤230通过织布机类型的编织工具实现，编织工具包括能够形成至少两个单独梭口305，306的装置，梭口305，306同时打开和关闭，使得每个预成形金属段301’的两个臂302和303同时编织进至少两个不同的梭口305，306中。

因此，每个金属段301’通过将其每个臂引入至少一个梭口305，306中而被编织，以形成纤维状结构100。

每个预成形金属段301’通过例如叉子这样的装置被插入梭口306，307，所述叉子支撑预成形金属段301’并在相应的梭口中对其进行定位。

纤维状结构100的编织模式为例如在编织复合纤维的领域中所使用的常规编织模式，例如，斜纹，平纹和缎类型的编织模式，或专利申请EP1526285中所描述的编织模式，不同之处在于纬线是预成形的线并且不是直线的。

金属段主要是钛基线。但是，可以在编织的金属段中加入基于碳化硅和钛(SiC-Ti)的线，涂覆有硼的线（SiC-硼线）或涂覆有碳化硅的线（SiC-SiC线）。

通常，对本领域技术人员而言，SiC-Ti或SiC/Ti纤维指的是涂覆有钛基合金的SiC纤维。

金属段301、301’基本上具有在0.1mm和5mm之间的直径。

纤维状结构100然后在成形工具中通过热等静压压制（HIP，英文中指热等静压压制）被压缩。

热等静压压制是广泛应用并且公知的制造工艺，用于降低金属的孔隙率，并影响许多金属，例如陶瓷的密度。除了其他用处以外，等静压压制工艺还能够改善材料的机械性能和可用性。

等静压压制在高温（通常为400℃至1400℃，对钛而言，大约1000℃）及等压下进行。

因此，通过塑性变形，塑性流动及扩散焊接的组合，热和内压力的组合应用消除了纤维状结构100中的中空空间以及微孔，形成最终部件。

在制造涡轮发动机叶片的金属增强件的情况下，最终部件包括金属增强件30的内部和外部轮廓。制造的最终部件然后从成形工具移除。

等静压压制步骤在真空下，有利地，在二次真空下，在焊接工具中或高压袋中进行，二次真空下在焊接工具中产生，工艺的选择取决于将要制造的部件的数量。二次真空能够避免在对钛进行等静压压制的步骤中在工具和纤维状结构中存在氧气。

工具由机械合金，所谓的超合金或高性能合金制成。

等静压压制可以预先包括对纤维状结构进行清洁，除油和/或化学侵蚀的步骤，以去除纤维状结构的残余杂质。

清除杂质的步骤有利地通过将纤维状组件浸渍在清洁剂或化学试剂浴中进行。

与这些主要步骤相联系，压缩之后的部件可能需要通过机械加工进行修整和再加工操作，以制造增强件30。这些再加工操作可以包括：

-对增强件30的基部39的轮廓进行再加工，以对所述轮廓，特别是前缘31的空气动力学轮廓进行优化；

-对侧面35、37进行再加工，该步骤特别包括对侧面35、37进行修理以及使下表面和上表面变薄；

-最后加工，允许获得需要的表面状态。

本发明主要描述了利用钛基金属段制造纤维状结构，但是，制造方法也可应用于任意种类的具有能够进行超塑性成形和/或扩散焊接的性能的金属材料。

本发明具体描述了制造纤维状结构，该纤维状结构用于制造复合材料涡轮发动机叶片的金属增强件，但是，本发明也可应用于制造纤维状结构，该纤维状结构用于制造金属材料涡轮发动机叶片的金属增强件，用于制造涡轮发动机叶片的前缘的金属增强件，以及用于制造螺旋桨的金属增强件。

本发明的其它优点特别如下：

-降低的生产成本；

-减少的生产时间；

-简化的生产范围；

-降低的材料成本。

Claims (9)

1.通过编织金属纬线和金属经线来制造纤维状金属结构（100）的制造方法（200），特征在于该方法包括通过连续编织用作纬线的金属扣（301’）而编织所述纤维状结构（100）的步骤（230），所述编织通过将每个所述金属扣（301’）的臂（302，303）中的每一个引入至少一个梭口（305，306）中而实现，每个所述梭口（305，306）由两个经线形成。

2.如前述权利要求所述的制造方法（200），特征在于所述方法包括在所述编织步骤（230）之前通过弯曲直线形状的金属段（301）来制造所述金属扣（301’）的步骤（220）。

3.如权利要求1或2所述的制造方法（200），特征在于所述方法包括在所述弯曲步骤（220）之前切割多个金属段的（301）的步骤（210）。

4.如权利要求1至3中任意一项所述的制造方法（200），特征在于所述金属扣（301’）在所述弯曲步骤（200）中被弯曲为U形和/或V形。

5.制造固体部件的方法，特征在于其包括：

-如权利要求1至4中任意一项所述的制造纤维状结构（100）的所述步骤；

-对所述纤维状结构（100）进行热等静压压制，使得所述纤维状结构（100）的所述金属线聚集以制造固体部件的步骤。

6.如权利要求5所述的制造固体部件的方法，特征在于所述固体部件为涡轮发动机风扇叶片的前缘或后缘的金属增强件。

7.如权利要求5至6中任意一项所述的制造固体部件的方法，特征在于所述固体部件为螺旋桨的金属增强件。

8.由权利要求1至4中任意一项所述的制造方法所制造的纤维状结构（100），特征在于其由多个编织的经线和多个编织的纬线形成，所述纬线由预成形的金属扣(301’)形成。

9.如权利要求9所述的纤维状结构（100），特征在于所述多个经线和所述多个纬线为基于钛的金属线和/或碳化硅-钛线和/或碳化硅-硼线和/或碳化硅-碳化硅线。

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