CN107428103B - 用于制造由复合材料制成的涡轮机叶片的方法 - Google Patents

用于制造由复合材料制成的涡轮机叶片的方法 Download PDF

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Abstract

制造由复合材料制成的涡轮机叶片(100)的方法，所述复合材料包括通过基质固结的纤维增强件，该方法包括：·‑形成多层织物纤维从而获得单件的第一纤维预制件(1)，所述第一预制件(1)包括形成叶片根部预制件并且通过厚度小于第一部分(2)的厚度的第二部分(3)延伸的第一部分(2)，所述第二部分(3)形成榫预制件，·‑形成多层织物纤维从而获得单件的第二纤维预制件(4；14；14')，所述第二预制件(4；14；14')包括由两个蒙皮(5a；5b；15a；15b；15'a；15'b)形成的第一部分(5；15；15')，两个蒙皮之间限定内部壳体(6)，所述第一部分(5；15；15')形成叶片翼面预制件，并且至少一个第二部分(7；17；17')从所述蒙皮(5a；5b；15a；15b；15'a；15'b)的外表面延伸，所述至少第二部分(7；17；17')形成平台预制件，·‑通过将第一预制件(1)的第二部分(3)接合到第二预制件(4；14；14')的第一部分(5；15；15')的内部壳体(6)内，将处于固结或非预先固结状态的第一预制件(1)与处于非固结状态的第二预制件(4；14；14')组装，以及·‑第一(1)和第二(4；14；14')预制件的共同致密化因此组装，从而获得涡轮发动机叶片(100)。

Description

用于制造由复合材料制成的涡轮机叶片的方法
背景技术
本发明涉及一种制造由复合材料制成的涡轮发动机叶片的方法。
在涡轮发动机中，使用由金属制成的动叶片是众所周知的。为了减少这种发动机的重量，需要用复合材料制成的叶片来替换这些金属叶片。这种替换特别地有利，因为诸如陶瓷基体复合材料的某些复合材料与较高操作温度的接触相兼容，从而能够改进发动机的性能。
目前，由金属制成的叶片可通过铸造方法制成，在所述方法中，顶部表面(头部)和底部表面(平台)同时被铸造为叶片的翼面和根部。
发明人已经寻求用存在纤维增强件的复合材料叶片来替换金属材料叶片，该纤维增强件通过编织形成为单一部件。然而，由单一纺织预制件制成具有所有需要的辅助功能的叶片具有一定数量的问题，特别地由于制造和成形纺织预制件所遇到的困难。
同样已知的是文献WO 2012/001279，其描述了一种具有结合的复合翼梁的叶片，以及文献WO 2014/076408，其描述了一种通过三维编织的单一工件所获得的涡轮发动机叶片的纤维预制件。
因此，需要采用能够以简单方式由复合材料制造涡轮发动机叶片并具有所需性能的新颖方法。
发明目的和概要
为此，本发明提供一种制造由复合材料制成的涡轮发动机叶片的方法，所述复合材料包括由基质致密化的纤维增强件，该方法包括：
—使用多层编织将第一纤维预制件制成为单件，所述第一预制件具有第一部分，所述第一部分形成叶片根部预制件并通过厚度小于第一部分的厚度的第二部分延伸，所述第二部分形成榫预制件；
—使用多层编织将第二纤维预制件制成为单件，所述第二预制件包括由两个蒙皮组成的第一部分，两个蒙皮之间限定内部壳体，所述第一部分形成翼面预制件，以及从所述蒙皮的外侧表面延伸的至少一个第二部分，所述至少第二部分形成平台预制件；
—通过在第二预制件的第一部分的内部壳体中接合第一预制件的第二部分，将处于固结或非固结状态的第一预制件与处于非固结状态的第二预制件组装在一起；以及
—将第一和第二预制件共同致密化为以这种方式组装在一起，从而获得涡轮发动机叶片。
除非有相反的规定，一部分的厚度对应于该部分的最小横向尺寸。
一种预制件被认为处于固结状态，当其受到固结步骤时，其中其初始孔隙已通过沉积固结相被局部地填充，处于固结状态的预制件保留残余孔隙，该残余孔隙可在共同致密化的后续步骤中完全或局部地填充。以下详细描述了固结方法的多种实施例。预制件被认为处于非固结状态，当其不具有这种固结相时。处于非固结状态的预制件可处于干燥状态，或者其也可浸渍有固结相的材料前体，在这种情况下，固结还没有完成，由于前体尚未转化成固结相。
本发明依赖于单独制成的第一和第二预制件，每个预制件实施有限数量的功能，从而使每个预制件更容易成形并且使它们能够组装在一起，从而形成构成要被制成的叶片的纤维增强件的预制件。通过在两个纤维预制件上分离叶片的功能，可以简化第一和第二预制件每个的纺织精确度，也可以促进它们可能需要的任何成形。
因此，与由被制成为单件的纤维预制件来制造叶片的情况相比，本发明能够明显地简化制造叶片的方法。另外，第二纤维预制件吸收了在前和后缘以及例如在根部旁边的气体通道平台的极限力值。由于该平台以纺织方式粘合到形成叶片预制件的蒙皮，改进了其机械强度，从而为要制造的叶片提供了良好的机械性能。
第一预制件可有利地与榫预制件一起构成不超过一个叶片根部预制件。叶片根部部分本身构成受到特别严格的尺寸约束的部分，因此对于预制件，特别地对于第一预制件，几乎完全地用于制造叶片根部部分来说特别地有利，由于这相对很困难。
以这种方式制造的叶片可在涡轮机或在涡轮发动机的压缩机中使用。
在一个实施方式中，一旦第一和第二预制件已经组装在一起，第二预制件不需要沿形成叶片根部预制件的第一预制件的第一部分延伸。在一个变型中，一旦第一和第二预制件已经组装在一起，第二预制件可沿形成叶片根部预制件的第一预制件的第一部分的全部或部分延伸。
如以下详细描述的，当被组装在一起时，第一和第二预制件不必处于相同的制造阶段。
在一个实施方式中，第一预制件可在组装步骤之前固结，并且处于固结状态的第一预制件可在组装步骤中与处于非固结状态的第二预制件被组装。
在一个变型中，处于非固结状态的第一预制件可在组装步骤中与处于在非固结状态的第二预制件被组装。
在一个实施方式中，形成平台预制件的第二预制件的所述至少第二部分可以通过编织两组纱线层制成，每个都相应地穿过形成翼型预制件的第二预制件的第一部分的一个蒙皮。
在一个变型中，形成平台预制件的第二预制件的所述至少第二部分可通过在形成翼型预制件的所述第二预制件的第一部分的底部部分中编织额外长度而制成。
在一个实施方式中，在共同致密化第一和第二预制件的步骤后，该方法可包括加工翼型预制件的步骤，从而减少蒙皮的厚度。
在一个实施方式中，在多个碳纤维纱线的多层编织后，可以获得第一预制件，并且在多个碳化硅纱线的多层编织后，可获得第二预制件。在这种情况下，第一预制件可在组装步骤之前通过碳基的固结相而被固结，并且以这种方式固结的第一预制件可在组装步骤中与处于非固结状态的第二预制件被组装。
在一个实施方式中，第一和第二预制件可通过实施以下方法的至少一个而被共同致密化：化学蒸汽渗透；液相技术的致密化；熔化渗透技术。
在一个实施方式中，在将第一和第二纤维预制件组装在一起的步骤之后并在共同致密化之前，该方法可包括加强组件的步骤，该步骤包括在第一和第二预制件之间在其组装在一起的部分中引入或形成机械连接(mechanical bonds)。
附图说明
从作为非限制性实施例并参考附图给出的本发明特定实施方式的以下描述，本发明的其他特征和优点显而易见，其中：
—图1示出了在本发明方法的背景下，在被组装在一起之前和之后的第一和第二纤维预制件的整体实施例；
—图2示出了在本发明方法的背景下，一种可通过将第一和第二纤维预制件组装在一起所获得的结构的另一实施例；
—图3示出了图2所示结构的细节；
—图4是图3中交叉区域的局部剖视图；
—图5示出了在本发明方法的背景下，一种可通过将第一和第二纤维预制件组装在一起所获得的结构的另一实施例；
—图6和7是详细示出本发明方法的实施方式的多种步骤的流程图；
—图8是由本发明方法制造的涡轮发动机叶片的透视图；以及
—图9是一种装配有通过实施本发明方法制造的多个叶片的涡轮发动机轮子的透视图。
具体实施方式的详细描述
图1示出了第一和第二纤维预制件1和4的总体实施例。第一纤维预制件1被构成为通过多层编织获得的单件，并且包括第一部分2，其形成叶片根部并且通过厚度小于第一部分2的厚度的第二部分3延伸，所述第二部分3形成榫预制件。第二纤维预制件4被制成为通过多层编织获的单件，并且包括由两个蒙皮5a和5b组成的第一部分5，两个蒙皮之间限定内部壳体6，所述第一部分5形成翼面预制件，并且第二部分7从所述蒙皮5a和5b的外侧表面延伸，所述第二部分7形成平台预制件。在图1所示的实施例中，形成平台预制件的第二预制件4的第二部分7通过在形成翼型预制件的第二预制件4的第一部分5的底部部分中编织额外长度7a和7b而制成。独立于预期的实施方式，并且如图1所示，第一蒙皮5a的厚度ea和/或第二蒙皮5b的厚度eb可沿形成翼面预制件的第二部分4的第一部分5的所有或局部基本恒定。
一旦已经获得了第一和第二纤维预制件1和4，它们随后通过在第二预制件4的第一部分5的内部壳体6中接合第一预制件1的第二部分3被组装在一起，组装方向由图1的箭头所示。如以下更详细描述的，在组装过程中，第一纤维预制件1可处于固结状态，但其不需要处于固结状态中。在所示出的实施例中，一旦第一和第二预制件1和4已经组装在一起，第二预制件4并不沿形成叶片根部的第一预制件1的第一部分2延伸。换句话说，在所示出的实施例中，一旦第一和第二预制件1和4已经组装在一起，形成叶片根部预制件的第一预制件1的第一部分2没有被接收在第二预制件4的内部壳体6中。
在组装后获得并且如图2所示的结构不同于图1所示的，在形成平台预制件的第二预制件14的第二部分17通过编织两组纱线层17a和17b而制成的情况下，每个都相应地穿过形成翼面预制件的第二预制件14的第一部分15的一个蒙皮15a或15b。如在图1所示的实施例中，一旦第一和第二预制件1和14已经组装在一起，第二预制件14并不沿形成叶片根部预制件的第一预制件1的第一部分2延伸。
图3示出了图2所示结构的细节。为了制成平台预制件，在非互联点D组织非互联，从而能够使形成一部分平台的一组纱线层17b与形成第二预制件14的第一部分15的一个蒙皮15b的一组纱线层分离。该组纱线层17b和形成一个蒙皮15b的该组纱线层在非互联区域中不互联。如图3所示，该组纱线层17b在交叉区域T中穿过蒙皮15b。图4示出了交叉区域T的剖视图。相同特征适用于形成一部分平台的纱线层17a组以及形成蒙皮15a的纱线层组。
图5示出了一种不同于图2所示实例的变型实施例，一旦第一和第二制件1和14’已经组装在一起，第二预制件14’一直沿形成叶片根部预制件的第一预制件1的第一部分2延伸。在这种情况下，第一预制件1的第一部分2完全被接收在第二预制件14的内部壳体中。图5中第二预制件14’的元件的附图标记对应于图2的附图标记，其后面有撇符号(’)。图3和图4给出的细节对于图5的实施例是有效的。
无论预期的具体实施方式如何，在本发明方法的背景下，可以形成多个平台，可能还具有很低的壁和肋。特别地，在实施本发明的方法后，可以获得一个包括位于叶片根部旁边的第一平台以及形成叶片头部的第二平台的涡轮发动机叶片。
以下是本发明实施方式的描述。以下描述涉及图6所示的本发明方法。
首先，第一和第二纤维预制件的每个都通过在在多个经纱层和多个纬纱层之间的多层编织制成，随后可能是成形步骤(步骤10)。通过在在多个经纱层和多个纬纱层之间的多层编织获得第一纤维预制件不会超出本发明的范围，第二纤维预制件通过实施编结(braiding)获得。
所实施的多层编织特别地可以是“互锁”编织，即一种如下的编织，其中每个纬纱层与多个经纱层互联，相同纬纱列中的所有纱线在编织平面中具有相同的运动。也可以使用其他类型的多层编织。特别地在文献WO2006/136755中描述了多种合适的多层编织。
可以使用沿预制件的纵向方向延伸的经纱来实施编织，可以观察到的是，以该方向用纬纱编织也是可能的。
在一个实施方式中，第一和第二纤维预制件每个都可包括碳纱线，并且可特别地由碳纱线制成。在一个变型中，第一纤维预制件可包括碳纱线，并且特别地由碳纱线制成，而第二纤维预制件可包括诸如碳化硅纱线的陶瓷纱线，或可由这种纱线制成。同样在一个变型中，第一和第二纤维预制件每个都可包括诸如碳化硅纱线的陶瓷纱线，并且可特别的由这种纱线制成。
因此，在一个实施方式中，所使用的纱线可以是日本供应商Nippon Carbon 以商标“Nicalon”、“Hi-Nicalon”或“Hi-Nicalon-S”，或由供应商UBE以商标“Tyranno SA3”供应的碳化硅(SiC)纱线，并例如它们可具有0.5K(500长丝)的重量(长丝的数量)。
第一纤维预制件然后通过在第一纤维预制件的孔隙中沉积固结相而被固结，该固结相通过使用气相技术或液相技术(步骤20)以已知方式沉积。
液相技术包括将预制件浸渍有一种包含固结相的材料前体的液体成分。前体通常为可能在溶剂中稀释的聚合物的形式，诸如树脂。预制件被放置在一个可以密封方式被封闭的模具中。此后，模具被封闭，并且固结相的液体前体(如树脂)被喷射到模具内，从而填充预制件。
通过热处理，通常通过加热该模具，并且在消除溶剂后，如果有的话，以及在固化聚合物后，前体被转化成固结相。
当形成陶瓷固结相时，热处理包括热解前体从而由陶瓷材料形成固结相的步骤。例如，陶瓷的液体前体，并且特别地对于SiC，可以是聚碳硅烷(PCS)或聚钛碳硅烷(PTCS)或聚硅氮烷(PSZ)类型的树脂。为了实现所需的固结度，可以实施从浸渍到热处理的多个连续循环。
在气相技术(固结相的化学蒸汽渗透(CVI))中，纤维预制件被放置在一个反应气相被导入的炉中。以如下方式选择炉中存在的压力和温度以及气相的成分，使得能够使预制件孔隙内的气相扩散，从而通过在该材料中沉积固体材料并且接触纤维而在其中形成固结相，由于气相成分分解或由于其多个成分之间的反应。
可以用甲基三氯硅烷(MTS)形成SiC固结相，其通过MTS的分解提供SiC。
一旦第一纤维预制件已经固结，它可选择地成形，例如通过机械加工(可选步骤30)。
通过在第二预制件的第一部分的内部壳体中接合第一预制件的第二部分(步骤40)，处于固结状态的第一纤维预制件然后与处于非固结状态的第二纤维预制件组装在一起。一旦第一和第二预制件已经组装在一起，可选择地实施成形步骤，例如通过成型，特别地涉及变形，从而再现叶片翼面的弯曲轮廓，第一预制件然后构成第二预制件的反模具。
此后，以这种方式组装在一起的第一和第二预制件被共同致密化。
在一个实施方式中，可通过熔化渗透方法(步骤50)实施共同致密化。
在该方法中，填料最初插入在第一和第二组装在一起的预制件的孔隙中，如，可例如从SiC、Si3N4、C、B及其混合物中选择的反应性填料。例如，通过浆料浇注的方式，通过吸收穿过预制件的亚微米颗粒，或通过在喷射后实施热处理以蒸发液体介质的树脂传递模塑(RTM)类型的喷射方法，可插入填料。
一旦已经插入了填料，第一和第二预制件然后渗透有一种例如包括硅的熔融状态的渗透成分，以形成基质并且从而获得涡轮发动机叶片。这种渗透成分可由熔融硅构成，或在变型可以是硅和一种或多种其他成分的熔融合金的形式。硅合金内存在的成分可以从B、Al、Mo、Ti及其混合物中选择。
当使用反应性填料时，基本所有的反应性填料可在渗透成分和反应性填料之间的反应中消耗。在一个变型中，在该反应过程中仅消耗一部分反应性填料。
在一个实施方式中，所实施的熔融状态的渗透用于获得基质，其通过在如使用浆料浇注引入的或预浸渍的例如C、SiC或Si3N4类型的固体填料以及放置在硅上的熔融合金之间的反应实现。该反应可发生在高于或等于1420℃的温度下。考虑到所涉及的高温，第一和第二预制件的至少一部分由高温下稳定的纤维制成是有利的，例如Hi-Nicalon或Hi-Nicalon-S类型。
在渗透成分的渗透之前，第一和第二预制件的纱线可被涂敷在如BN或掺杂硅的BN的界面层中，并且同样在如SiC和/或Si3N4的碳化物层中，如由气相技术所实施的。
在一个变型中，可以首先通过使用液相技术致密化来实施将第一和第二组装在一起的预制件共同致密化的第一步骤(步骤51)，其具有与涉及固结第一纤维预制件的步骤的如上所述方法相同的类型。步骤51后面可以是通过化学蒸汽渗透(步骤51a)(该方法类型如上参考固结第一纤维预制件的步骤)，或过在熔融状态下渗透(步骤51b)共同致密化的第二步骤。实施第二共同致密化步骤以填充在实施第一共同致密化步骤后剩余的所有或部分残留孔隙。结合液相技术和气相技术的共同致密化可有利地用于促进工作、限制成本，以及限制制造周期，同时然而获得了满足预期利用率的特征。
在另一变型中，可以开始通过化学蒸汽渗透实施将组装在一起的第一和第二预制件共同致密化的第一步骤(步骤52)。步骤52后面可以是成形步骤，例如通过机械加工(可选的步骤53)。此后，可以在熔融状态下使用渗透方法(步骤54)来实施第二共同致密化步骤。
以下是参考图7给出的本发明方法的变型的描述。首先，实施如上所述的步骤10。通过在第二预制件的第一部分的内部壳体中接合第一预制件的第二部分，处于非固结状态的第一纤维预制件然后与处于非固结状态的第二纤维预制件组装在一起(步骤41)。一旦第一和第二预制件已经组装在一起，可选地可以实施成形步骤，例如，通过用变形的成型，特别地出于再现叶片翼面的弯曲轮廓的目的。此后，通过在第一和第二预制件之间经由组装在一起的其部分引入或形成机械连接，可以实施加强该组件的步骤(可选步骤60)。例如，如果构成第一和第二预制件的纱线是碳纱线，加强该组件的该步骤可以通过针刺实施。在一个变型中，加强该组件的步骤可通过Z形销连接技术(Z-pinning)实施，不管构成第一和第二预制件的纱线类型如何。
此后，以与参考图6描述的相同方式实施共同致密化。
无论制造涡轮发动机叶片的方法的所选择实施方式如何，在共同致密化之后，可存在额外的成形步骤，例如通过切割和/或实施精加工处理的步骤，诸如在已经形成的叶片表面上沉积至少一个涂层。
图8示出了一种可通过实施本发明方法获得的涡轮发动机叶片100的结构。图8的叶片100包括以已知方式的翼面101，通过如具有球茎形截面的更大厚度的一部分形成并通过榫103延伸的根部102，位于榫103和翼面101之间的底部平台110，以及在叶片自由端附近的外平台或头部120。根部102可由陶瓷基质或碳/碳复合类型的热结构材料制成。叶片100的根部102的纤维增强件由碳纤维制成是有利的，由于它们在重量上轻于碳化硅纤维，从而减少了叶片100的总体重量。
图9示出了涡轮发动机轮子200，其包括其上安装有多个通过本发明方法制造的叶片100的轮毂130，每个叶片100包括翼面101和由更大厚度的一部分形成的根部102，如具有球茎形截面，其接合在轮毂130的外围中形成的相应狭槽131。轮子200还包括在每个叶片100上都存在的多个叶片头部元件120。
通过本发明方法制造的叶片可安装在涡轮喷气发动机的低压或高压涡轮机上。通过本发明方法制造的叶片也可以安装到燃气轮机。
术语“位于…到…的范围中”应理解为包括范围的界限。

Claims (10)

1.一种制造由复合材料制成的涡轮发动机叶片的方法，所述复合材料包括由基质致密化的纤维增强件，该方法包括：
—使用多层编织将第一纤维预制件制成为单件，所述第一预制件具有第一部分，所述第一部分形成叶片根部预制件并通过厚度小于第一部分的厚度的第二部分延伸，所述第二部分形成榫预制件；
—使用多层编织将第二纤维预制件制成为单件，所述第二预制件包括由两个蒙皮组成的第一部分，两个蒙皮之间限定内部壳体，所述第一部分形成翼面预制件；
—通过在第二预制件的第一部分的内部壳体中接合第一预制件的第二部分，将处于固结或非固结状态的第一预制件与处于非固结状态的第二预制件组装；以及
—将第一和第二预制件共同致密化为以这种方式组装在一起，从而获得涡轮发动机叶片；
其中，第二预制件包括从所述蒙皮的外表面延伸的至少一个第二部分，所述至少第二部分形成平台预制件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，第一预制件在组装步骤之前被固结，并且其中，处于固结状态的第一预制件在组装步骤中与处于非固结状态的第二预制件组装。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，处于非固结状态的第一预制件在组装步骤中与处于非固结状态的第二预制件组装。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，形成平台预制件的第二预制件的所述至少第二部分通过编织两组纱线层制成，每个都相应地穿过形成翼型预制件的第二预制件的第一部分的一个蒙皮。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，形成平台预制件的第二预制件的所述至少第二部分通过在形成翼型预制件的所述第二预制件的第一部分的底部部分中编织额外长度而制成。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，在共同致密化第一和第二预制件的步骤后，它包括加工翼型预制件的步骤，从而减少蒙皮的厚度。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，在多个碳纤维纱线的多层编织后获得第一预制件，并且其中，在多个碳化硅纱线的多层编织后获得第二预制件。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，第一预制件在组装步骤之前通过碳基的固结相而被固结，并且其中，以这种方式固结的第一预制件在组装步骤中与处于非固结状态的第二预制件组装。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，第一和第二预制件通过实施以下方法的至少一个而被共同致密化：化学蒸汽渗透；液相技术的致密化；熔化渗透技术。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，在将第一和第二纤维预制件组装在一起的步骤后并在共同致密化之前，它包括一个加强由第一和第二纤维预制件组成的组件的步骤，该步骤包括在第一和第二预制件之间在其组装在一起的部分中引入或形成机械连接。
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