CN104955789A - 对由多孔复合材料制造的部件进行局部处理的方法 - Google Patents

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Abstract

一种对由复合材料制造的部件(100)的一部分(130)进行局部处理的方法，所述复合材料包含被基质致密化的纤维加固物，所述材料存在内孔。所述方法包括如下步骤：确定渗透组合物(10)的量与待处理的所述部件(100)的部分(130)的体积的关系，所述渗透组合物(10)至少包含硅；将确定量的渗透组合物(10)放置与部件待处理的部分(130)接触；以及在大于或等于渗透组合物的熔化温度的温度施加热处理，从而使得处理组合物浸渍了所述部分。

Description

对由多孔复合材料制造的部件进行局部处理的方法
背景技术
已知热结构复合材料具有良好的机械性质以及它们能够在高温下保有这些性质的能力。它们包括碳/碳(C/C)复合材料(其是由通过碳基质致密化的碳纤维加固物构成的)以及陶瓷基质复合(CMC)材料(其是由耐火(碳或陶瓷)纤维制得的加固物形成的，所述耐火(碳或陶瓷)纤维被基质致密化，所述基质至少部分是陶瓷)。CMC材料的例子是C/SiC复合物(碳纤维加固物和碳化硅基质)，C/C-SiC复合物(碳纤维加固物和基质，所述基质包含碳相(通常更靠近纤维)和碳化硅相)，以及SiC/SiC复合物(由碳化硅制造的增强纤维和基质)。可以在增强纤维和基质之间插入中间相层，从而改善材料的机械强度。
获得热结构复合材料部件的常用方法是采用液体技术的方法和采用气体技术的方法。
液体技术方法由如下构成：制造纤维预成形件，所述纤维预成形件基本上是待制造的部件的形状，并且所述纤维预成形件是用于构成复合材料的加固物，以及用含用于基质材料的前体的液体组合物浸渍预成形件。前体通常是聚合物(例如树脂)的形式，可能地稀释于溶剂中。在消除溶剂(如果存在的话)，并使得聚合物固化之后，通过热处理将前体转变成耐火相。可以进行多个连续的浸渍循环，从而实现所需的致密化程度。例如，用于碳的液体前体可以是具有较高焦炭含量的树脂，例如酚类树脂，而用于陶瓷(特别是SiC)的液体前体可以是多碳硅烷(PCS)或者多钛碳硅烷(PTCS)或者多硅氮烷(PSZ)类型的树脂。
气体技术方法由化学气相渗透(CVI)构成。将对应于待制造的部件的纤维预成形件置于烘箱中，向所述烘箱引入反应气体。对烘箱中存在的压力和温度以及气体的组成进行选择，从而实现气体扩散进入预成形件的孔中，从而通过沉积固体材料与纤维接触来形成基质，所述材料是由气体分解的组分得到的或者是由多个组分之间的反应得到的。例如，用于碳的气体前体可以是通过裂解给出碳的烃类(例如甲烷)，或者用于陶瓷(特别是SiC)的气体前体，该前体可以是甲基三氯硅烷(MTS)，其通过(在可能存在氢的情况下)MTS的分解给出SiC。
还存在同时使用液体技术和气体技术的结合方法。
由于它们的性质，此类热结构复合材料用于各种领域的应用，目的是制造经受高水平热机械应用的部件，例如，用于航空、航天或者核领域。
但是，无论使用何种致密化方法，由热结构复合材料制造的部件总是存在开放的(即与部件外部连通的)内部孔隙度。该孔隙度来自于不可避免的纤维预成形件的致密化的不完整特性。这导致存在相互连通的或大或小尺度的孔。
尽管存在这些孔，但是此类部件通常具有非常令人满意的机械强度。但是，在某些情况下，复合材料制造的部件可能局部地经受非常大的机械应力，发生于例如航空发动机叶片的根部，其中，对于叶片所经受的破碎和压缩力是集中的。
以这种方式承受应力化的部件的部分中存在的孔会使得部件的机械强度局部弱化。因此，需要对热结构复合材料部件进行局部增强。
这同样适用于由热结构复合材料制造的部件的如下部分，其中此类部分构成了与其他部件(特别是由金属制造的部件)进行固定或摩擦的部分，因此经受了大于部件的余下部分的机械作用力。
发明目的和概述
本发明的一个目的是通过一种解决方案，实现对多孔复合材料部件进行局部增强。
该目的是通过对由复合材料制造的部件的一部分进行局部处理实现的，所述复合材料包含被基质致密化的纤维加固物，所述材料存在内孔，所述方法包括如下步骤：
确定渗透组合物的量与待处理的所述部件的部分的体积的关系，所述渗透组合物至少包含硅；
使得确定量的渗透组合物与待处理的所述部件的部分的表面中开放的孔接触；以及
在大于或等于渗透组合物的熔化温度的温度施加热处理，从而用处理组合物浸渍所述部分并对所述部分中存在的孔进行填充。
因此，通过本发明的方法，可以仅对部件需要增强的一个或多个部分进行处理。因此，可以对部件在确定的部分中进行增强，相比于部件的余下部分，所述确定的部分经受大的机械应力。渗透组合物通过毛细管作用仅仅渗透进入目标部分并且不会超过目标部分，因为确定了所使用的渗透组合物的量与待渗透的部分的体积的关系。因此，相比于通过熔融或浆料浇铸类型的方法对部件的所有材料进行渗透，这限制了部件的重量的增加。
在本发明的方法的第一个方面，渗透组合物包含硅或者其合金中的一种，例如，具体是SiTi、SiMo或者SiNB。
在本发明的第二个方面，方法还包括对经处理的部件的部分进行机械加工的步骤。
在本发明的第三个方面，部件是由陶瓷基质热结构复合材料制造的。
复合材料部件可具体对应于航空发动机叶片，其至少包括叶片根部和螺旋桨，待处理的部分对应于所述叶片的根部。在此类情况下，叶片根部的局部增强起了简化其制造工艺的作用，并且使得可以设想省略在叶片的该部分中使用插入物。可以采用本发明的方法对叶片的其他部分进行增强，例如涉及叶片间的接触或者摩擦的部分，细的部分(例如后缘)，与发动机定子的部分发生接触的部分(例如擦拭器)，局部部分(例如防翘壁)等。
通过本发明的方法处理的复合材料部件还可对应于如下结构部件：该结构部件具有至少一个与其他部件机械连接的连接部分，所述连接部分对应于待处理的部分。这改善了连接区中的部件材料的刚度，以及其耐受拉紧力的能力。
本发明的方法还可用于处理包括至少一个轴承表面部分的复合材料部件，所述轴承表面部分要与金属密封部件接触，所述轴承表面部分对应于待处理部分。这产生了更好地耐受与金属部件的摩擦的轴承表面部分，从而使其可以随着时间维持密封。此外，当部件的复合材料具有自愈的基质时，即包含硼或者含硼化合物时，对轴承表面部分进行渗透使得可以避免硼与密封部件的金属材料之间的相互作用。
本发明还提供了一种对复合材料部件进行修复的方法，所述复合材料部件包括至少一个部件的表面中存在的损坏部分，用本发明的处理方法对各个损坏部分进行处理。该方法使得可以具体地修复其中一部分已经被损坏(例如，在与一些其他物体冲击之后)的复合材料部件的表面状态。
附图说明
通过作为非限制性例子的本发明的如下具体实施方式的描述并参见附图展现本发明的其他特性和优点，其中：
图1A、1B和2所示是根据本发明的处理方法的叶片根部的局部渗透的示意图；
图3A和3B是显微图，其分别显示在通过本发明的处理方法进行局部渗透之前和之后的叶片根部；
图4和5所示是根据本发明的处理方法的形成有横向表面涂层的叶片根部的局部渗透示意图；
图6至8所示是根据本发明的修复方法进行修复的叶片的损坏部分的示意图；以及
图9和10所示是根据本发明的处理方法的结构部件的连接部分的局部渗透的示意图。
具体实施方式
本发明的处理方法以一般方式应用于由复合材料制造的部件。
术语由“复合材料”制造的部件用于表示包含被基质致密化的纤维加固物的任意部件。
纤维加固物由纤维结构制成，其自身通过对纤维(例如陶瓷纤维，如碳化硅(SiC)纤维、碳纤维或者由耐火氧化物制造(如氧化铝(Al2O3)制造)的实际纤维(indeed fiber))进行编织、聚集和针织等制得。任选地，在成形和固结之后，然后通过基质对纤维结构进行致密化，所述基质具体可以是形成陶瓷基质复合物(CMC)材料的陶瓷基质，或者当用于碳纤维加固物时实际上是形成碳/碳(C/C)复合材料的碳基质。以采用基于液体技术、气体技术或者这两种技术的组合的方法的已知方式，来获得复合材料的基质。
本发明的方法由如下构成：通过使得渗透组合物熔化，对由复合材料制造的部件进行局部处理(例如，增强)或者修复。使用局部处理(例如增强处理)，本发明提出在考虑渗透组合物的方式下，通过对区域中的残留孔进行局部填充，来局部增加部件的复合材料的致密化。对于局部修复，本发明提出采用渗透组合物在损坏区中进行填充。为此，无论是用于局部处理或者用于修复，使得渗透组合物直接与部件的表面中开放的孔接触。
因此，根据本发明，在放置渗透组合物并使其熔化之前，无需进行任意类型的涂覆，用于堵住部件的表面中开放的孔的部分或全部，从而防止渗透组合物穿透复合材料的孔。例如，在本发明中，在放置渗透组合物并使其熔化之前，没有形成专利文件WO 2010/069346中所述类型的陶瓷涂层。此类陶瓷涂层堵住了部件的复合材料的表面中的开放的大部分孔，并防止了渗透组合物良好地穿透进入部件的材料中。因此，在此类情况下，无法局部地增加部件的复合材料的致密化或者实现当修复损坏区时，由渗透组合物获得的填充材料的部件中的牢固附着。
参见图1A、1B和2，如下是根据本发明用于处理航空发动机叶片的方法的实施方式的描述。图1A和1B显示低压(LP)涡轮转子的叶片100，该叶片包括螺旋桨120和由较厚厚度的部分形成的根部130，例如具有球形区段。通过如下方式将叶片100安装到由金属制造的涡轮转子(未示出)上：将根部130啮合住转子的外周中形成的互补形状的外壳。在该例子中，叶片是由热结构复合材料制造的，所述热结构复合材料包含碳化硅(SiC)纤维加固物，其是通过三维或多层编织获得的，以提供由硅碳纱线制造的单片，所述加固物通过同样是由SiC制造的基质进行致密化。
根部130是叶片中叶片经受的破碎和压缩力集中的地方的部分。因此，所述叶片的部分的机械强度必须大于叶片的其余部分的机械强度。根据本发明，通过对根部中存在的孔进行填充来对叶片根部进行增强。为此，使用硅基渗透组合物，即包含硅或者硅合金(例如SiTi、SiMo或者SiNB)的组合物。
渗透组合物是固体形式。在本文所述的例子中，渗透组合物模塑成绳10的形式，将其置于根部130的终端部分130a。处理组合物的量(在该例子中是绳10的体积)决定于根部130中待填充的孔的体积。
一旦将绳10放到叶片根部的位置中，将绳和根部加热至大于或等于渗透组合物的熔化温度的温度，所述渗透组合物在熔化后，通过毛细管作用沿着根部130中存在的孔中的纤维进行铺展。由于孔相互连通并且由于它们是在表面中开放的，因此渗透组合物还在根部130的表面上铺展。然后将其根部以这种方式渗透的叶片进行冷却。
如图2所示，由此获得的叶片100的根部130中的孔被渗透组合物填充，从而实现了叶片根部的增强，特别是对于压缩和破碎应力。
图3A是由热结构复合材料制造的叶片根部的区段的照片，所述热结构复合材料包含SiC纤维加固物，其通过同样是由SiC制造的基质进行致密化。在材料中可以观察到存在无数孔P。图3B显示类似于图3A的叶片根部，但是其已经经过上文所述的相同条件下的渗透组合物的处理。可以看出，大部分的孔已经被渗透组合物填充，从而使得叶片根部具有增加的机械强度，特别是对于压缩和破碎作用力。
在本发明的处理方法的另一实施方式中，也可以在已经用处理组合物进行渗透的部件的部分的全部或部分外表面上形成保护涂层。为此，将合适使得渗透组合物通过毛细管作用穿透的支承材料放置在希望形成保护涂层的部件的外表面的部分上。该材料具体可以是耐火颗粒的粉末(例如SiC粉末)或者由纤维制造的织构，所述纤维优选是与构成待处理的部件的加固物的纤维相同类型的。
图4显示包括螺旋桨220和根部230的叶片200。在该例子中，叶片是由热结构复合材料制造的，所述热结构复合材料包含加固物，其是通过SiC纱线的三维或多层编织以形成单个部件获得的，所述加固物通过同样是由SiC制造的基质进行致密化。将模塑成绳210形式的预定量的硅基渗透组合物置于根部230的终端部分230a上，同时分别将两层SiC粉末215和216沉积到根部230的侧面上。然后将绳、根部和层提升到大于或等于渗透组合物的熔化温度的温度，然后所述渗透组合物铺展进入叶片根部中存在的材料中的孔，同时铺展进入层215和216中。一旦冷却，并如图5所示，获得这样的叶片200，所述叶片200具有孔填充了渗透组合物的根部230并且在其侧面上包括保护层217，所述保护涂层217由通过渗透组合物粘结在一起的SiC颗粒构成。以这种方式获得的保护涂层217可以在其形成之后进行机械加工，从而使得叶片根部的形状符合所需的容差。此外，当叶片200用自愈基质致密化时，基质含有一种或多种硼基元素，所述硼基元素可能损坏其上安装叶片的碟或者转轮的金属材料。以这种方式形成在叶片根部表面上的保护涂层起了避免基质的含硼元素与金属制造的碟或轮的直接接触的作用。
参见图6和8，接下来是根据本发明的方法用于修复航空发动机叶片300的方法的实施方式的描述，所述航空发动机叶片300由热结构复合材料制造，所述热结构复合材料包括通过SiC纱线的三维或多层编织以形成单片获得的加固物，并且所述加固物通过同样是SiC制造的基质致密化。作为冲击的结果，叶片300在其螺旋桨320中存在损坏区321，产生了需要填充的螺旋桨的表面缺陷。为此，并根据本发明的方法的实施方式，将基于硅的渗透组合物的球粒323置于损坏区321上，组合物的量足以填充损坏区。然后将叶片和球粒加热至实现球粒323熔化并且实现渗透组合物在损坏区中铺展的温度。在冷却之后，作为存在由渗透组合物323构成的填充材料324的结果，获得了具有规则表面水平的叶片300。
接下来是对由复合材料制造的部件的机械连接部分进行局部增加的本发明的实施方式的描述。图9显示旋转体形式的结构部件400，其具有用于机械连接的凸缘401和402。在所述的例子中，结构部件400是由碳纤维加固物制造的，所述碳纤维加固物用也是由碳制造的基质致密化。
根据本发明的方法，将确定量的硅基渗透组合物410置于对应机械连接凸缘401和402的各个部分上，从而对被连接凸缘占据的区域进行渗透。在所述的例子中，渗透组合物是混合有牺牲粘合剂的粉末形式，所述牺牲粘合剂使得其能够施加到用于渗透的区域上，例如通过使用刷。然后将部件400以及组合物一起提升至足够高以使得渗透组合物熔化的温度，所述渗透组合物在复合材料的对应于连接凸缘401和402的区域中扩散进入孔中。在冷却之后，并如图10所示，结构部件400具有构成其机械连接凸缘的增强的部分403和404，从而为部件在其连接区中提供了更高的强度，特别是用于耐受夹住和粉碎作用力，所述连接主要是以剪切工作。
本发明的方法还可用于处理具有至少一个轴承表面部分的复合材料部件，所述轴承表面部分与金属密封部件接触，所述轴承表面部分对应于待处理部分。如上文对于机械连接部分的局部增强所述，轴承表面部分覆盖有硅基渗透组合物，所述硅基渗透组合物然后熔化从而渗透了部件的待增强的轴承表面部分中的复合材料。
从而得到了具有一个或多个轴承表面部分的部件，所述轴承表面部分更好地耐受与金属部件的摩擦，从而确保了随时间维持密封。此外，当部件的复合材料具有自愈的基质时，即硼或者含硼化合物时，对轴承表面部分进行渗透避免了硼与密封部件的金属材料之间的相互作用。
用于本发明的处理方法的渗透组合物包含硅或者硅合金，例如，SiTi、SiMo或者SiNB。渗透组合物可具体对应用于将由复合材料制造的部件组装在一起的硅基铜焊组合物。硅基铜焊组合物具体参见专利文件EP 0 806 402或者US 5975 407所述。渗透组合物的种类的选择具体取决于化学相容性，以及其相对于待渗透的部件的材料的热膨胀系数。

Claims (8)

1.一种对由复合材料制造的部件(100)的一部分(130)进行局部处理的方法，所述复合材料包含被基质致密化的纤维加固物，所述材料存在内孔，所述方法包括以下步骤：
确定渗透组合物(10)的量与待处理的所述部件(100)的部分(130)的体积的关系，所述渗透组合物(10)至少包含硅；
使得确定量的渗透组合物(10)与待处理的所述部件的部分(130)的表面中开放的孔接触；以及
在大于或等于渗透组合物的熔化温度的温度施加热处理，从而用处理组合物浸渍所述部分并对所述部分中存在的孔进行填充。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述渗透组合物包含硅或者硅合金。
3.如权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述方法还包括对经处理的所述部件(100)的部分(130)进行机械加工的步骤。
4.如权利要求1-3中任一项所述的方法，其特征在于，所述部件(100)是由陶瓷基质热结构复合材料制造的。
5.如权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，由复合材料制造的部件(100)对应于航空发动机叶片，其至少包括叶片根部和螺旋桨，并且其中用于处理的部分(130)对应于所述叶片的根部。
6.如权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，复合材料部件对应于具有至少一个连接部分(401；402)的结构部件(400)，所述连接部分(401；402)用于与其他部件相连，并且其中各个连接部分对应于待处理的部分。
7.如权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，复合材料部件对应于具有至少一个轴承表面部分的结构部件，所述轴承表面部分与由金属制造的密封部件接触，并且其中各个轴承表面部分对应于待处理的部分。
8.一种对由复合材料制造的部件(300)进行修复的方法，该部件在其表面中至少包括一个损坏部分(321)，所述方法的特征在于，各个损坏部分(321)根据权利要求1-4中任一项所述的处理方法进行处理。
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