CN104203523A - 用于生产陶瓷复合部件的方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于生产包括陶瓷材料的部件的方法。该方法涉及到利用在陶瓷材料的前体中包含增强材料的层片形成部件的第一区域。所述层片包括处于至少第二组层片与第三组层片之间的至少第一组层片。随后将第二组层片的远侧部分与第三组层片的远侧部分折叠远离所述第一组层片，使得它们被横向于所述第一组层片取向。随后使第四组层片在所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分之中交错。

Description

用于生产陶瓷复合部件的方法
背景技术
本申请要求于2012年3月23日提交的美国临时申请No.61/615,074的权益，该美国临时申请的内容被以参引的方式结合到本文中。
本发明主要涉及陶瓷基物品及它们的生产方法。更具体地说，本发明涉及用于生产具有详细(detailed)特征的陶瓷基体复合(CMC)部件的方法，所述详细特征例如为涡轮机翼型部件(airfoilcomponent)的尖端护罩。
为了提高燃气涡轮机的效率，连续不断地寻求用于该燃气涡轮机的更高的运转温度。尽管镍基超级合金的进展已经允许涡轮机在这些更高的温度下运转，但是在当前正在研究的替代材料中存在性能方面的阶跃改变(step change)。陶瓷材料是一种值得注意的示例，这是因为它们的高温性能会显著地减少冷却空气要求。如在本文中所使用的那样，陶瓷基材料包含有均质陶瓷材料以及陶瓷基体复合(CMC)材料。CMC材料主要包括嵌置在陶瓷基体材料中的陶瓷纤维增强材料。该增强材料可以是分散在该基体材料(matrixmaterial)中的不连续的短纤维或者是在该基体材料内取向的连续的纤维或纤维束。该增强材料在发生基体裂纹的情况下起到CMC的承载组分的作用。反过来，该陶瓷基体保护该增强材料，维持其纤维的取向，并用于耗散掉施加至该增强材料的载荷。诸如作为基体和/或增强材料的碳化硅(SiC)之类的硅基复合物对高温应用而言是特别值得关注的，该高温应用例如为包括飞行器燃气涡轮发动机和在发电工业中使用的岸基燃气涡轮发动机的燃气涡轮机的高温部件。连续的纤维增强陶瓷复合物(CFCC)是特定类型的CMC，该特定类型的CMC为包括燃气涡轮机的护罩、燃烧器衬套、翼片(喷嘴)、叶片(斗状叶片)、及其它高温部件的多种高温承载应用提供轻重量、高强度、和高刚度。由通用电气公司研发的以命名的CFCC材料的值得注意的示例包含处于碳化硅和单质硅或硅合金的基体中的连续的碳化硅纤维。
CMC材料并且尤其是SiC/Si-SiC(纤维/基体)CFCC材料和方法的示例公开在美国专利No.5,015,540、No.5,330,854、No.5,336,350、No.5,628,938、No.6,024,898、No.6,258,737、No.6,403,158和No.6,503,441中，并公开在美国专利申请公开文献No.2004/0067316中。一种这样的方法被称之为“预浸料坯(prepreg)”熔渗(MI，melt-infiltration)，其一般来说涉及到利用多个预浸料坯层来制造CMC，每一个预浸料坯层呈带状结构的形式，该带状结构包括所需的增强材料、CMC基体材料的前体(precursor)、和一个或多个粘结剂。
出于讨论的目的，图1中表示出了燃气涡轮发动机的低压涡轮机(LPT)叶片10。该叶片10是可由包括CMC材料的陶瓷基材料生产而成的部件的示例。该叶片10通常被表示成是已知类型的并且适于安装至飞行器燃气涡轮发动机的涡轮机段内的轮盘或转子(未示出)。为此，叶片10被表示成包括用于通过与形成在该轮盘的圆界中的互补的鸠尾槽互锁而将叶片10锚固于涡轮机轮盘的鸠尾榫12。如在图1中所示，尽管可使用其它互锁特征，但互锁特征包括接合由鸠尾槽限定的凹处的、被称之为柄脚的突起。该叶片10还被示出为具有平台14，所述平台14将翼型件16与柄部18分离开，鸠尾榫12就限定在该柄部18上。该叶片10还装配有叶片尖端护罩20，该叶片尖端护罩20与同一级内的相邻叶片的尖端护罩相结合限定了环绕叶片的带，该带能够降低叶片振动并改善气流特性。通过结合密封齿22，该叶片尖端护罩20还能够通过减少叶片10与环绕该叶片尖端的护罩之间的燃烧气体泄漏来提高该涡轮机的效率。该尖端护罩20具有非常苛刻的材料要求，这是因为它在发动机的运转期间直接受到热的燃烧气体的影响并受到高离心载荷的影响。
用于制造陶瓷基涡轮机叶片的当前技术发展方法已涉及了在制造过程期间将鸠尾榫12、平台14、翼型件16和尖端护罩20集成为一个零件，这与当前用于制造金属叶片的常规熔模铸造技术非常相像。然而，该尖端护罩20(连同鸠尾榫12和平台14一起)表现为叶片10的详细几何特征，这对于设计、制造CMC部件并将CMC部件集成到用于涡轮机应用的可负担的可生产的结构中提出大量难题。例如，利用CMC材料将尖端护罩20与翼型件16集成的方法在设计和制造过程中产生复杂性，并会导致可能过于昂贵而在经济上不能实施的方法。此外，典型的CMC材料的低应变失效能力对带护罩叶片设计中使用CMC材料的方面提出了附加难题。
发明内容
本发明提供了一种用于生产包含陶瓷材料的部件的方法，其中，部件的详细的几何特征也由陶瓷材料形成以产生全集成的且坚固的部件。
根据本发明的第一方面，提供了一种方法，该方法涉及到生产部件，所述部件包括第一区域和至少第二区域，所述第二区域具有至少一个离轴(off-axis)几何特征，所述至少一个离轴几何特征导致了第二区域具有比所述第一区域具有更为复杂的几何形状。所述方法包括利用在陶瓷材料的前体中包含增强材料的层片形成所述部件的所述第一区域。所述层片包括处于至少第二组层片与第三组层片之间的至少第一组层片。随后将所述第二组层片的远侧部分和所述第三组层片的远侧部分折叠远离所述第一组层片，使得所述第二组层片和所述第三组层片中的每一个的折叠后的远侧部分被横向于在所述部件的所述第一区域内的所述第一组层片取向。此外，使第四组层片中的各层片在所述第二组层片的折叠后的远侧部分之中并在所述第三组层片的折叠后的远侧部分之中交错。此后，使所述第一组层片、所述第二组层片、所述第三组层片、和所述第四组层片固定(consolidated)并固化，使得所述第一组层片和所述第二组层片的未折叠的部分以及所述第三组层片的未折叠的部分限定所述部件的所述第一区域，并且使得所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分限定所述部件的所述第二区域。
根据本发明的优选方面，作为非限制性示例，由上述方法生产的部件可以是燃气涡轮机的翼型部件。
根据本发明的另一方面，提供了一种方法，所述方法涉及到生产下列涡轮机叶片，所述涡轮机叶片包括翼型件、尖端护罩、和至少密封齿，所述尖端护罩具有至少一个离轴几何特征，所述至少一个离轴几何特征导致了所述尖端护罩具有比所述翼型件更为复杂的几何形状。所述方法包括利用在陶瓷材料的前体中包含增强材料的层片形成所述涡轮机叶片的所述翼型件。所述层片包括处于至少第二组层片与第三组层片之间的至少第一组层片。随后将所述第二组层片的远侧部分与所述第三组层片的远侧部分折叠远离所述第一组层片，使得所述第二组层片和所述第三组层片中的每一个的折叠后的远侧部分被横向于在所述涡轮机叶片的所述翼型件内的所述第一组层片取向。此外，使第四组层片的各层片在所述第二组层片的折叠后的远侧部分之中并在所述第三组层片的折叠后的远侧部分之中交错。利用在陶瓷材料的前体中包含增强材料的第五组层片形成至少所述涡轮机叶片的所述密封齿。将所述第五组层片施加至由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的所述第四组层片限定的表面。此外，将所述第五组层片折叠以具有第一部分并具有第二部分，所述第一部分叠置在所述第二组层片和所述第三组层片中的每一个的折叠后的远侧部分上，所述第二部分与所述翼型件对齐并且被横向于所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分取向。此后，使所述第一组层片、所述第二组层片、所述第三组层片、所述第四组层片、和所述第五组层片固定并固化，使得所述第一组层片和所述第二组层片的未折叠的部分和所述第三组层片的未折叠的部分限定所述涡轮机叶片的所述翼型件，并且使得所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分限定所述涡轮机叶片的所述尖端护罩，并且使得所述第五组层片限定所述涡轮机叶片的所述密封齿。
本发明的技术效果是具有生产这样的CMC部件的能力，所述CMC部件具有一体形成的详细的几何特征，例如CMC涡轮机叶片的尖端护罩，其优点包括增大了强度性能以及有效的载荷转移。
通过下列详细说明将更好地了解本发明的其它方面和优点。
附图说明
图1是示意性地表现出根据本发明的实施方式的可由CMC材料形成的一类涡轮机叶片的透视图。
图2是示意性地表现出涡轮机叶片(例如图1的涡轮机叶片)的尖端区域的透视图，并且表现出根据本发明的实施方式的利用预浸料坯层片来制造叶片的翼型件和一体化的尖端护罩。
图3和图4是与图2相似的透视图，但省略掉了内部预浸料坯层片以最好地示出了在根据本发明的优选方面制造一体化的尖端护罩期间执行的初始步骤。
图5表现出通过翼展方向在叶片的中央弦向翼展附近获得的涡轮机叶片的一体化的尖端护罩的截面，以更为详细地示出内部层压结构，该内部层压结构由在尖端护罩的制造期间使预浸料坯层插置件(insert)与翼型件内的预浸料坯层交错而产生。
图6是从由CMC材料形成的涡轮机叶片的凸侧或凹侧看到的视图，并且示出了根据本发明的实施方式的装配有一体化的护罩和一体化的密封齿的叶片。
图7是从由CMC材料形成的涡轮机叶片的凸侧或凹侧看到的视图，并且示出了根据本发明的另一实施方式的装配有一体化的护罩和两个一体化的密封齿的叶片。
具体实施方式
将在用于生产下列部件的方法的方面来描述本发明，所述部件包含CMC材料并具有一个或多个详细的几何特征。尽管多种应用均是可预见的且是可能的，但特别关注的应用包括高温应用，例如，包括岸基燃气涡轮发动机和飞行器燃气涡轮发动机的燃气涡轮机的部件。特别关注的是结合了尖端护罩的CMC涡轮机叶片，对于该CMC涡轮机叶片，图1的叶片10在下列讨论中将用作示例。尽管本发明可适用于多种陶瓷基材料，但对于本发明而言特别关注的陶瓷基材料被认为是包含硅的CMC材料，例如，包含作为增强和/或基体材料的碳化硅的CMC材料，所述碳化硅为例如碳化硅的基体中的连续的碳化硅纤维。然而，其它陶瓷基材料同样处于本发明的范围内，其非限制性示例包括由碳化钛(TiC)、氮化硅(Si3N4)、和/或氧化铝(Al2O3)形成的增强材料和纤维。
如在所属领域中所知，叶片10的翼型件16是用于由陶瓷基材料并且尤其是CMC材料生产而成的良好候补件(candidate)，这是因为它直接暴露于热的燃烧气体并且具有大致呈直线形的几何形状。另一方面，从翼型件16沿其主要翼展轴线具有大致呈直线形的几何形状的意义上讲，尖端护罩20具有更为复杂的几何形状，而尖端护罩20限定了横向于叶片10的翼展方向取向的几何特征。此外，护罩20的离轴几何特征在发动机的运转期间受到高机械载荷的影响，并且因此需要结构接口能力，该结构接口能力在设计、制造完全由CMC材料形成的叶片10并对其进行集成的方面中提出了相当多的难题。本发明提供了一种利用CMC材料的高温能力、同时解决利用CMC材料生产复杂的几何形状的难题的方法。特别地，本发明的优选方面是具有利用预浸料坯层生产尖端护罩20的能力，所述预浸料坯层还形成了翼型件16的至少一部分，使得该尖端护罩20是翼型件16的全集成部分，并且该翼型件16限定了单元式元件。
单元式的翼型件16和尖端护罩20可由利用已知方法、例如利用预浸料坯生产的陶瓷基材料制成。作为具体示例，单元式的翼型件16和尖端护罩20可通过前述预浸料坯熔浸(MI)方法制成，其中，多个预浸料坯被形成为包含一个或多个所需的增强材料和CMC基体材料的前体以及一个或多个粘结剂。预浸坯料经历了层叠，在受到提高了的压力和温度的影响的同时被压实且固化，并且可经历多种其它处理步骤以形成层压预制件。此后，该层压预制件可在真空或惰性气氛中被加热(焙烤)以使粘结剂分解并生产多孔预制件，所述多孔预制件可随后被熔浸。如果CMC材料包括处于碳化硅的陶瓷基体中的碳化硅增强材料(SiC/SiC CMC材料)，熔融硅通常被用于渗入该孔隙，与碳组分(碳、碳源、或碳焦)在该基体内起反应以形成碳化硅，并且填充该孔隙。然而，通过下列讨论将会明白的是，本发明还适用于其它类型的CMC材料及其组合。此外，可预见的是，单元式的翼型件16和护罩20可利用除预浸料坯之外材料，诸如在被层叠之后被渗透的增强材料的层片，制成。
由于翼型件16的大致呈直线形的几何形状，该初始层叠过程并不是特别复杂的。根据本发明的优选方面，尖端护罩20的制造涉及到利用限定翼型件16的直线形几何结构的预浸料坯的附加步骤。图2表现出了叶片翼型件16在其制造期间的叶片尖端区域的示例，根据本发明的优选方面，该叶片尖端区域可完全由CMC材料形成并如上所述通过CMC方法生产而成。如所表现出的那样，翼型件16和尖端护罩20由多个预浸料坯层片制成。图2将第一组预浸料坯层片24表现为居中地设置在翼型件16内，并且出于方便的目的，将被称之为芯部层片24。两个附加组的层片26和28被表现为处于芯部层片24的相对两侧上，通常分别位于翼型件16的凹(压力)侧和凸(抽吸)侧。最后，翼型件16包括一个或多个层片30，所述一个或多个层片30叠置在层片26和28上以限定翼型件16的凹面32和凸面34。而内部层片24、26和28中的每一个优选地包含所需的增强材料和所需的陶瓷基体材料的适用前体，附加层片30优选地并不包含增强材料。以未增强的层片30封装包含增强的层片24、26和28用于避免在完成该制造过程时增强纤维在翼型件16的表面裸露出来。
应该明白的是，多个预浸料坯层片24、26、28和30可被结合到叶片10的翼型件16的结构中。如在图2中所表现的那样，大致相等数量的预浸料坯层片构成了层片26和28的组。为了在获得翼型件16的均匀的成型凹面32和凸面34的同时构建用于翼型件16的适用厚度，层片26和28被表现为具有大致相等的展向长度和大致相等的弦向宽度，尽管应该明白的是，它们的长度和宽度可变化，例如由于增大或减小长度和/或宽度以产生可被称之为面向或背向芯部层片24的阶梯形式。因此，层片24、26和28的除图2中所表现的特定形状和尺寸之外的形状和尺寸是可预见的并且处于本发明的范围内。
如在图2中进一步表现出的那样，仅层片24、26和28延伸到叶片10的尖端区域中，并且这些层片24、26和28与附加的预浸料坯层片36组装从而生产该尖端护罩20。在下文中被称之为插置层片36的层片36中的每一个优选地包含增强材料和用于所需陶瓷基体材料的适用前体。插置层片36的增强材料和陶瓷基体材料优选地但非必需地与用于层片24、26和28的那些材料相同。如将参照图5更为详细地讨论的那样，插置层片36被优选地在制造护罩20的过程期间以与层片26和28交错的方式组装。特别地，层片26和28被沿相反的方向逐个折叠和/或以有限数量成组地折叠远离芯部层片24，使得折叠后的层片26和28被横向于翼型件16的翼展方向取向，并且插置层片36与折叠后的层片26和28逐个进行组装或以有限数量成组地进行组装。出于它们与层片26和28进行组装的目的，每一个插置层片36可被形成为具有中央开口38，所述中央开口38在尺寸和形状方面对应于由至少芯部层片24并且在一些情况中还由层片26和28限定的外部周缘形状。
如在图2中所表现的那样，一个或多个防护层片36A在折叠层片24、26和28或者添加插置层片36之前被首先组装到叶片10的尖端区域上。层片36A是陶瓷基体材料，该陶瓷基体材料优选地但非必需地与用于层片36的那些材料相同。层片36A是未增强的并用于避免在完成制造方法时增强纤维在护罩20的径向内表面裸露出来。尽管在本文中将层片36A描述成为层片24、26、28和30提供环境保护，但获得该结果的其它方法是可预见的。例如，限定翼型件36的凹面32和凸面34的未增强层片30可延伸该叶片10的尖端区域并且还可被折叠远离芯部层片24，从而被横向于翼型件16的翼展方向取向。尽管可采取多种方法以生产折叠后的层片26和28的构造，但图3和图4表现出了特定方法，在该特定方法中，层片28在被折叠之前被分开以适应凸面34的曲率。另一方面，层片26的边缘被修整以避免皱折，否则所述皱折会由于凹面32的曲率而发生。为了清晰可见，内部层片24、26和28在图3和图4中被省略掉。同样在图3和图4中省略掉的是工具，所工具会被用于将所需取向和形状初始施加至层片26和28，并且此后在内部层片26和28经历折叠操作时支承所述内部层片26和28。
在折叠之后，层片26和28的形状和尺寸使得它们被分布在护罩20内。作为该特定的折叠过程的结果，折叠后的层片26和28围绕翼型件16的周边的分布会导致具有非均匀厚度的护罩20。因此，插置层片36可被以补偿一些不均匀度的方式确定尺寸、成形并定位，所述不均匀度会在护罩20被仅以折叠后的层片26和28构建而成的情况下产生。如在图3和图4中所示，附加的插置层片片段40被确定尺寸和成形以填充护罩20中的位于层片26的修整部分与层片28的分开部分之间的剩余空隙。该片段40的增强材料和陶瓷基体材料优选地但非必需地与用于层片36的那些材料相同。
图5提供了护罩20及其交错层片26、28和36的结构的另一视图。被表现为通过叶片10的翼展方向在叶片10的中央弦向翼展附近获取的截面，图5示出了护罩20的由交错技术产生的内部层压结构。特别地，图5示出了在固定之后以形成层压预制件的芯部层片24(仅示出了其中的一个)、与插置层片36交错的层片26和28、以及未增强层片36A，该层压预制件在焙烤时将产生尖端护罩20。护罩20内的包括处于交错层片26、28与36之间的空隙以及相对大的空隙46的空隙可在CMC过程所采用的一类浸渗方法期间被填充。如在图5中明显的是，与被单独地制造并且随后接着被附接至翼型件16的结构相反，所获得的护罩20是翼型件16的全集成部分。
图5还表现出了被结合到尖端护罩20中的密封齿22的存在。图6表现出了从翼型件16的凹侧32或凸侧34获取的视图，并描绘了适于构建密封齿22并将密封齿22附接至在前述步骤中制成的尖端护罩20的方法。为了制造图6中的密封齿22，预浸料坯层片42被表现为被层叠并使其变形，使得层片42的第一部分遵循护罩20的最外侧表面，并且层片42的第二部分被折叠以横向于护罩20并与翼型件16对齐以形成齿22。图6还表现出插置件46的利用，所述插置件46已经被确定尺寸并成形以填充作为对层片42进行组装以形成密封齿22的结果而形成的空隙。如同限定翼型件16的凹面32和凸面34以及护罩20的径向内表面的未增强层片30的情况一样，至少最外侧层片42被优选地制造成是没有增强材料的，使得纤维在制造过程完成时不会在密封齿22的外表面暴露出来。出于增强密封齿22的强度的目的，最内侧层片42优选地包含增强材料。尽管上述说明将翼型件16描述成仅包括一个密封齿22，但将多个密封齿22结合到翼型件16的尖端护罩20中处于本发明的范围内。例如，图7表现出本发明的实施方式，其中，在翼型件16的尖端护罩20上具有两个密封齿22。
如在所属领域中所明白的那样，除了由所需数量的预浸料坯层片24、26、28、30、36、36A和42构建尖端护罩20和密封齿22之外，层片24、26、28、36、36A和42还可被层叠以获得所需的取向方案，从而促进翼型件16、护罩20和密封齿22的机械特性。作为具体示例，在用于形成护罩20的预浸料坯层片24、26、28和36包含单向对齐的连续的增强材料(例如，单向丝束和/或纤维)的实施方式中，层片24、26和28可具有不同的纤维取向。在具体示例中，层片24可被层叠，使得它们的单向增强材料沿叶片10的翼展方向取向，从而与将安装叶片10的涡轮机的径向方向重合。这对于大多数层片26和28而言同样是正确的。此外，在将多于一个层片26或28作为一组一起折叠和/或将多于一个插置层片36作为一组(如图5中所示)交错放置的情况下，特定组内的各个层片26、28或36可具有不同的增强取向。同样的情况可发生于形成密封齿22的层片42。不同于0度和90度的增强取向是可预见的。
为了完成叶片10及其尖端护罩20的制造，层叠的预浸料坯层片24、26、28、30、36、36A和42优选地在经历固化之前被压实，继之以焙烤，在焙烤期间，粘结剂被烧尽并且陶瓷前体被转换成用于增强材料的所需陶瓷基体材料。获得叶片10的最终预期形状和特性所需的适用的压实、固化和焙烤过程、以及任何附加过程在所属领域中是已知的并且因此将不再进一步描述。
尽管已经就具体实施方式描述了本发明，但明白的是，所属领域技术人员可采用其它形式。因此，本发明的范围将仅由下列权利要求进行限制。

Claims (20)

1.一种用于生产部件的方法，所述部件包括第一区域和至少第二区域，所述第二区域具有至少一个离轴几何特征，所述至少一个离轴几何特征导致第二区域具有比所述第一区域更为复杂的几何形状，所述方法包括：
利用在陶瓷材料的前体中包含增强材料的层片形成所述部件的所述第一区域，所述层片包括处于至少第二组层片与第三组层片之间的至少第一组层片；
将所述第二组层片的远侧部分和所述第三组层片的远侧部分折叠远离所述第一组层片，使得所述第二组层片和所述第三组层片中的每一个的折叠后的远侧部分被横向于在所述部件的所述第一区域内的所述第一组层片取向；
使第四组层片的层片在所述第二组层片的折叠后的远侧部分中的至少一些之中并在所述第三组层片的折叠后的远侧部分中的至少一些之中交错；并随后
使所述第一组层片、所述第二组层片、所述第三组层片、和所述第四组层片固定并固化，使得所述第一组层片和所述第二组层片的未折叠远离所述第一组层片的部分以及所述第三组层片的未折叠远离所述第一组层片的部分限定所述部件的所述第一区域，并且使得所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的所述第四组层片限定所述部件的所述第二区域。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述部件被生产成还包括位于所述部件上的至少第三区域，所述第三区域在使所述第一组层片、所述第二组层片、所述第三组层片、和所述第四组层片固定和固化前用第五组层片形成，所述方法还包括：
形成所述第五组层片以在陶瓷材料的前体中包含增强材料；
将所述第五组层片施加至由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的所述第四组层片限定的所述部件的所述第二区域的表面，所述第五组层片被折叠成具有第一部分并且具有第二部分，所述第一部分叠置在所述第二组层片和所述第三组层片中的每一个的折叠后的远侧部分上，所述第二部分与所述第一区域对齐并且横向于所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分取向。
3.根据权利要求2所述的方法，还包括填充由所述部件的所述第二区域和所述部件的所述第三区域限定并且位于这二者之间的空隙，所述第二区域由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分形成，所述第三区域由所述第五组层片的所述第一部分和所述第二部分形成。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述部件的所述第一区域还包括至少一组未增强层片，所述至少一组未增强层片叠置在由所述第二组层片的最外侧层片和所述第三组层片的最外侧层片限定的所述部件的所述第一区域的表面上，所述未增强层片不包括存在于所述第二组层片和所述第三组层片中的所述增强材料。
5.根据权利要求4所述的方法，还包括将所述未增强层片的远侧部分折叠远离所述第一区域的所述第一组层片，使得所述未增强层片的折叠后的远侧部分被横向于所述第一组层片取向并且叠置在由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的第四组层片限定的所述部件的所述第二区域的最外侧表面上。
6.根据权利要求1所述的方法，还包括至少一组防护层片，所述至少一组防护层片叠置在由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的第四组层片限定的所述部件的所述第二区域的最外侧表面上，所述防护层片不包括存在于所述第二组层片和所述第三组层片中的所述增强材料。
7.根据权利要求1所述的方法，还包括在折叠所述第二组层片和所述第三组层片中的至少一些层片之前，分开和/或修整所述至少一些层片。
8.根据权利要求7所述的方法，还包括用附加的插置层片片段填充所述第二区域中的在所述第二组层片的分开部分和/或相邻的修整部分与所述第三组层片的分开部分和/或相邻的修整部分之间的任何空隙，所述附加的插置层片片段被确定尺寸并成形以填充所述空隙。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，将所述第一组层片的远侧部分被折叠成与所述第二组层片、所述第三组层片、或所述第二组层片与所述第三组层片的组合成相同的取向。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第四组层片包括开口，所述开口在尺寸和形状方面对应于由所述部件的所述第一区域限定的外部周缘形状。
11.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二组层片和所述第三组层片被形成为限定所述部件的所述第一区域上的凹面和凸面。
12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一组层片、所述第二组层片、所述第三组层片和所述第四组层片是通过包括织物材料的熔浸的预浸料坯过程形成的预浸料坯层片。
13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述部件是翼型部件，所述翼型部件的所述第一区域是翼型件，并且所述翼型部件的所述第二区域是尖端护罩。
14.通过根据权利要求13所述的方法生产的翼型部件。
15.一种用于生产涡轮机叶片的方法，所述涡轮机叶片包括翼型件、尖端护罩、和至少一个密封齿，所述尖端护罩具有至少一个离轴几何特征，所述至少一个离轴几何特征导致了所述尖端护罩具有比所述翼型件更为复杂的几何形状，所述方法包括：
利用在陶瓷材料的前体中包含增强材料的层片形成所述涡轮机叶片的所述翼型件，所述层片包括处于至少第二组层片与第三组层片之间的至少第一组层片；
将所述第二组层片的远侧部分和所述第三组层片的远侧部分折叠远离所述第一组层片，使得所述第二组层片和所述第三组层片中的每一个的折叠后的远侧部分横向于所述部件的所述翼型件内的所述第一组层片取向；
使第四组层片中的层片在所述第二组层片的折叠后的远侧部分之中并在所述第三组层片的折叠后的远侧部分之中交错；
利用在陶瓷材料的前体中包含增强材料的第五组层片形成至少所述涡轮机叶片的所述密封齿，所述第五组层片被施加至由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的所述第四组层片限定的表面，将所述第五组层片折叠以具有第一部分并具有第二部分，所述第一部分叠置在所述第二组层片和所述第三组层片中的每一个的折叠后的远侧部分上，所述第二部分与所述翼型件对齐并且横向于所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分取向；以及随后
使所述第一组层片、所述第二组层片、所述第三组层片、所述第四组层片、和所述第五组层片固定并固化，使得所述第一组层片和所述第二组层片的未折叠远离所述第一组层片的部分以及所述第三组层片的未折叠远离所述第一组层片的部分限定所述涡轮机叶片的所述翼型件，使得所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的所述第四组层片限定所述涡轮机叶片的所述尖端护罩，并且使得所述第五组层片限定所述涡轮机叶片的所述密封齿。
16.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，所述涡轮机叶片的所述翼型件还包括至少一组未增强层片，所述至少一组未增强层片叠置在由所述第二组层片的最外侧层片和所述第三组层片的最外侧层片限定的所述涡轮机叶片的所述翼型件的表面上，所述未增强层片不包括存在于所述第二组层片和所述第三组层片中的所述增强材料。
17.根据权利要求16所述的方法，还包括将所述未增强层片的远侧部分折叠远离所述翼型件的所述第一组层片，使得所述未增强层片的折叠后的远侧部分被横向于所述第一组层片取向并且叠置在由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的所述第四组层片限定的所述涡轮机叶片的所述尖端护罩的最外侧表面上。
18.根据权利要求15所述的方法，还包括至少一组防护层片，所述至少一组防护层片叠置在由所述第二组层片的折叠后的远侧部分和所述第三组层片的折叠后的远侧部分以及与其交错的第四组层片限定的所述涡轮机叶片的所述尖端护罩的最外侧表面上，所述防护层片不包括存在于所述第二组层片和所述第三组层片中的所述增强材料。
19.根据权利要求15所述的方法，还包括在折叠所述第二组层片和所述第三组层片中的至少一些层片之前，分开和/或修整所述至少一些层片。
20.根据权利要求19所述的方法，还包括利用附加的插置层片片段填充所述尖端护罩中的、位于所述第二组层片的分开部分和/或相邻的修整部分与所述第三组层片的分开部分和/或相邻的修整部分之间的任何空隙，所述附加的插置层片片段被确定尺寸并被成形以填充所述空隙。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105773086A (zh) * 2016-04-07 2016-07-20 中国南方航空工业(集团)有限公司 涡轮低压转子叶片的加工方法及涡轮低压转子叶片
CN106870016A (zh) * 2015-10-29 2017-06-20 通用电气公司 陶瓷基质复合物构件和生产陶瓷基质复合物构件的过程
CN107035423A (zh) * 2015-10-08 2017-08-11 通用电气公司 陶瓷基质复合物构件和制造陶瓷基质复合物构件的工艺
CN109415273A (zh) * 2016-07-01 2019-03-01 通用电气公司 具有不同局部特性的陶瓷基质复合物制品及形成其的方法
CN112267917A (zh) * 2020-09-18 2021-01-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种纤维预制体以及陶瓷基复合材料涡轮外环

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US20140010662A1 (en) * 2012-07-03 2014-01-09 United Technologies Corporation Composite airfoil with integral platform
US9845688B2 (en) * 2013-03-15 2017-12-19 Rolls-Royce Corporation Composite blade with an integral blade tip shroud and method of forming the same
US9470603B2 (en) * 2014-04-25 2016-10-18 Teledyne Scientific & Imaging, Llc Morphing ceramic composite components for hypersonic wind tunnel
US9410868B2 (en) * 2014-05-30 2016-08-09 General Electric Company Methods for producing strain sensors on turbine components
US10415964B2 (en) * 2014-05-30 2019-09-17 General Electric Company Methods for producing passive strain indicator on turbine components
JP2016017491A (ja) * 2014-07-10 2016-02-01 株式会社Ihi タービン動翼
US10202854B2 (en) * 2014-12-18 2019-02-12 Rolls-Royce North America Technologies, Inc. Abrasive tips for ceramic matrix composite blades and methods for making the same
US9863265B2 (en) * 2015-04-15 2018-01-09 General Electric Company Shroud assembly and shroud for gas turbine engine
US9976429B2 (en) * 2015-06-09 2018-05-22 General Electric Company Composite disk
US20170059165A1 (en) * 2015-08-28 2017-03-02 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Cmc cross-over tube
US10260358B2 (en) * 2015-10-29 2019-04-16 General Electric Company Ceramic matrix composite component and process of producing a ceramic matrix composite component
FR3043355B1 (fr) * 2015-11-06 2017-12-22 Safran Procede de fabrication d'une piece en materiau composite comprenant un corps solidaire d'une ou plusieurs plates-formes
US10207471B2 (en) * 2016-05-04 2019-02-19 General Electric Company Perforated ceramic matrix composite ply, ceramic matrix composite article, and method for forming ceramic matrix composite article
US20170370583A1 (en) * 2016-06-22 2017-12-28 General Electric Company Ceramic Matrix Composite Component for a Gas Turbine Engine
US10329927B2 (en) 2016-08-15 2019-06-25 General Electric Company Hollow ceramic matrix composite article, mandrel for forming hollow ceramic matrix composite article, and method for forming hollow ceramic matrix composite article
US10358922B2 (en) 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields
US10393381B2 (en) 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US10253643B2 (en) 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10385776B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods for assembling a unitary flow path structure
US10247019B2 (en) 2017-02-23 2019-04-02 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly
US10378373B2 (en) 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US10370990B2 (en) 2017-02-23 2019-08-06 General Electric Company Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils
US10385709B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine
US10253641B2 (en) 2017-02-23 2019-04-09 General Electric Company Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
US10385731B2 (en) 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
US10746035B2 (en) 2017-08-30 2020-08-18 General Electric Company Flow path assemblies for gas turbine engines and assembly methods therefore
US11014857B2 (en) * 2017-09-20 2021-05-25 General Electric Company Contact interface for a composite component and methods of fabrication
US10800128B2 (en) 2018-01-24 2020-10-13 General Electric Company Composite components having T or L-joints and methods for forming same
GB201803802D0 (en) * 2018-03-09 2018-04-25 Rolls Royce Plc Composite fan blade and manufacturing method thereof
US11015467B2 (en) * 2018-07-06 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Porous space fillers for ceramic matrix composites
US11105209B2 (en) 2018-08-28 2021-08-31 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US10859268B2 (en) * 2018-10-03 2020-12-08 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite turbine vanes and vane ring assemblies
US11035239B2 (en) * 2018-10-25 2021-06-15 General Electric Company Ceramic matrix composite turbine nozzle shell and method of assembly
US11174203B2 (en) 2018-10-25 2021-11-16 General Electric Company Ceramic matrix composite turbine nozzle shell and method of assembly
US10724387B2 (en) * 2018-11-08 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Continuation of a shear tube through a vane platform for structural support
US11162377B2 (en) 2019-05-31 2021-11-02 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Ceramic matrix composite turbine vane and method for making
US11149561B2 (en) 2019-08-12 2021-10-19 Rolls-Royce Plc System and method for making ceramic matrix composite vane with profiled end walls
US11352894B2 (en) * 2019-11-21 2022-06-07 Raytheon Technologies Corporation Vane with collar
US11333037B2 (en) * 2020-02-06 2022-05-17 Raytheon Technologies Corporation Vane arc segment load path
US11268394B2 (en) 2020-03-13 2022-03-08 General Electric Company Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine
US11156110B1 (en) 2020-08-04 2021-10-26 General Electric Company Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine
FR3116863B1 (fr) * 2020-12-02 2023-06-23 Safran Procede de fabrication d’une aube composite de turbomachine d’aeronef
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11346228B1 (en) * 2021-02-23 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with flange formed of wishbone-shaped fiber layer structure
US11655719B2 (en) 2021-04-16 2023-05-23 General Electric Company Airfoil assembly
EP4137668A1 (en) * 2021-08-19 2023-02-22 Raytheon Technologies Corporation Cmc gas turbine engine component with separated fiber plies
US11781435B2 (en) * 2022-02-28 2023-10-10 Rtx Corporation Bifurcated fabric architecture for airfoils, methods of manufacture thereof and airfoils comprising the same
US11732589B1 (en) * 2022-07-15 2023-08-22 Raytheon Technologies Corporation Airfoil vane multiplet with interleaved fiber plies

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0556088A1 (fr) * 1992-02-11 1993-08-18 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Procédé pour la réalisation d'une armature de fibres pour pièce de matière composite, et pièce composite comportant une telle armature
CN1955144A (zh) * 2005-10-25 2007-05-02 通用电气公司 生产一种陶瓷基体复合材料制品的方法和由此形成的制品
EP2006074A1 (en) * 2006-03-15 2008-12-24 Toray Industries, Inc. Process for manufacturing preform and apparatus therefor
US20110293828A1 (en) * 2008-11-28 2011-12-01 Snecma Propulsion Solide Method for manufacturing a complexly shaped composite material part

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4564543A (en) * 1984-01-03 1986-01-14 The Boeing Company Multiple lap-joint for thermoplastic laminates
US5015540A (en) 1987-06-01 1991-05-14 General Electric Company Fiber-containing composite
US5330854A (en) 1987-09-24 1994-07-19 General Electric Company Filament-containing composite
US5336350A (en) 1989-10-31 1994-08-09 General Electric Company Process for making composite containing fibrous material
JP2528430B2 (ja) * 1993-08-31 1996-08-28 株式会社湘南合成樹脂製作所 枝管ライニング材の製造方法
US5628938A (en) 1994-11-18 1997-05-13 General Electric Company Method of making a ceramic composite by infiltration of a ceramic preform
US6024898A (en) 1996-12-30 2000-02-15 General Electric Company Article and method for making complex shaped preform and silicon carbide composite by melt infiltration
US6403158B1 (en) 1999-03-05 2002-06-11 General Electric Company Porous body infiltrating method
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
US6503441B2 (en) 2001-05-30 2003-01-07 General Electric Company Method for producing melt-infiltrated ceramic composites using formed supports
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
US20040067316A1 (en) 2002-10-04 2004-04-08 Paul Gray Method for processing silicon-carbide materials using organic film formers
US7393182B2 (en) 2005-05-05 2008-07-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Composite tip shroud ring
US7510379B2 (en) * 2005-12-22 2009-03-31 General Electric Company Composite blading member and method for making
US7507466B2 (en) * 2006-02-22 2009-03-24 General Electric Company Manufacture of CMC articles having small complex features
US8714932B2 (en) * 2008-12-31 2014-05-06 General Electric Company Ceramic matrix composite blade having integral platform structures and methods of fabrication
US20110206522A1 (en) 2010-02-24 2011-08-25 Ioannis Alvanos Rotating airfoil fabrication utilizing cmc
US9151166B2 (en) * 2010-06-07 2015-10-06 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Composite gas turbine engine component

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0556088A1 (fr) * 1992-02-11 1993-08-18 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Procédé pour la réalisation d'une armature de fibres pour pièce de matière composite, et pièce composite comportant une telle armature
CN1955144A (zh) * 2005-10-25 2007-05-02 通用电气公司 生产一种陶瓷基体复合材料制品的方法和由此形成的制品
EP2006074A1 (en) * 2006-03-15 2008-12-24 Toray Industries, Inc. Process for manufacturing preform and apparatus therefor
US20110293828A1 (en) * 2008-11-28 2011-12-01 Snecma Propulsion Solide Method for manufacturing a complexly shaped composite material part

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107035423A (zh) * 2015-10-08 2017-08-11 通用电气公司 陶瓷基质复合物构件和制造陶瓷基质复合物构件的工艺
CN106870016A (zh) * 2015-10-29 2017-06-20 通用电气公司 陶瓷基质复合物构件和生产陶瓷基质复合物构件的过程
CN105773086A (zh) * 2016-04-07 2016-07-20 中国南方航空工业(集团)有限公司 涡轮低压转子叶片的加工方法及涡轮低压转子叶片
CN105773086B (zh) * 2016-04-07 2019-03-01 中国南方航空工业(集团)有限公司 涡轮低压转子叶片的加工方法及涡轮低压转子叶片
CN109415273A (zh) * 2016-07-01 2019-03-01 通用电气公司 具有不同局部特性的陶瓷基质复合物制品及形成其的方法
CN112267917A (zh) * 2020-09-18 2021-01-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种纤维预制体以及陶瓷基复合材料涡轮外环

Also Published As

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