CN109154196A - 用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷部件 - Google Patents

Abstract

一种用于燃烧式涡轮发动机的部件，该部件具有陶瓷基质复合材料(“CMC”)中央基板(73)；中央基板具有基板肋(77)，基板肋桥接相对的基板侧壁(74、76)。中央基板(73)包括嵌入的增强纤维的第一图案，该嵌入的增强纤维的第一图案由一对织物增强片(80、100)叠置而成。相应的片(80、100)包括具有共面的侧连条状部的脊部(90、110)。每个片上的交替排的条状部被折叠成突出的褶状部(86、94、106、114)。相应的片(80、100)通过使其脊部(90、110)处于相对且相互间隔开的关系而被定向。相应的片(80、100)的脊部(90、110)被嵌入其相应的基板侧壁(74、76)内。相应的片的褶状排(86、94、106、114)被嵌入基板肋(77)及基板肋相对的相应第一侧壁(74)或第二侧壁(76)内。

Description

用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷部件

技术领域

本发明涉及用于燃烧式涡轮发动机或燃气涡轮发动机的陶瓷基质复合材料(“CMC”)部件，比如涡轮叶片、轮叶、燃烧过渡部或发动机套管衬套。更具体地，本发明涉及包含用于部件的结构支承的纤维增强的固化陶瓷基板的CMC部件。每个基板中的纤维增强结构由在嵌入固结的固化陶瓷材料内之前折叠成各种结构的增强织物片构造。

背景技术

已知的燃烧式涡轮发动机或燃气涡轮发动机包括：多级压缩机部分、燃烧部分、多级涡轮部分和转子。多个燃烧器联接至下游过渡部件，该下游过渡部件将燃烧气体从燃烧器引导至涡轮部分。大气压进气通常在沿着涡轮发动机的轴向长度流动的方向上被吸入压缩机部分。进气通过成排的旋转压缩机叶片而在压缩机部分中被逐渐加压，并且通过相配合的压缩机轮叶被引导至燃烧部分，进气在燃烧部分处与燃料混合并被点燃。被点燃的高温燃料/空气混合物——现在处于比初始进气的压力和速度大的压力和速度下——被引导通过过渡部而至涡轮部分中的连续的轮叶和叶片排。发动机的转子和轴对呈翼型横截面形状的多排涡轮叶片进行保持。常规地，具有暴露于热的燃烧气体的燃烧式涡轮发动机的部件比如燃烧器筐部、燃烧器过渡部、发动机套管衬套、涡轮部分叶片和涡轮部分轮叶由镍基超级合金或钴基超级合金构造。

图1中示出了由超级合金材料构造的示例性已知类型的铸造金属涡轮叶片20。叶片20具有叶片根部平台22，从叶片根部平台22轴向地突出有叶片翼型件24，叶片翼型件24终止于鸣声器型(squealer-type)叶片稍部26。叶片翼型件24具有压力侧28和低压抽吸侧30。中空的叶片翼型件24被整体铸造的增强肋32桥接，从而将中空的叶片腔界定为前叶片腔34和后叶片腔36。下层的镍基超级合金基板或钴基超级合金基板通常限于约950摄氏度至1000摄氏度的工作温度。为了提高发动机的工作效率，希望燃烧温度高于1000摄氏度。为此，叶片流体冷却特征已经被结合到叶片中，以允许在更高的燃烧温度下的操作叶片。通常在位于前几个涡轮级中的超级合金基板上施加外部绝缘层或热障涂层(“TBC”)38，使得发动机操作温度高于1400摄氏度，同时将超级合金基板的内部温度限制为1000摄氏度或更低的温度。

陶瓷基质复合材料(“CMC”)结构被结合到燃气涡轮发动机部件中，以作为这些部件的绝缘层和/或结构元件，比如绝缘套筒、轮叶和涡轮叶片，从而代替其原有类型的超级合金金属部件。CMC包括嵌入固结的固化陶瓷材料内的结构支承纤维。与不包含嵌入纤维的陶瓷结构相比，CMC的陶瓷基板内的嵌入纤维改善了抗伸长断裂性、断裂韧性、抗热冲击性和动态负载性能。CMC嵌入纤维取向还有助于部件的结构特性的选择性的各向异性的改变。CMC结构通过将陶瓷纤维——也称为“粗纱”——定向成织物、长丝缠绕物、多股丝束或编织物来制造。用于CMC的纤维增强制造与用以形成用于飞行器机翼或船体的纤维增强聚合物结构部件所进行的制造类似。纤维在其被定向之前用陶瓷材料进行预浸渍，或者替代性地，纤维在被定向之后然后通过比如气体沉积、熔体渗透、预制陶瓷聚合物热解、化学反应、烧结或陶瓷粉末的电泳沉积之类的技术而用陶瓷材料进行浸渍，从而形成具有嵌入式定向的陶瓷纤维的固化陶瓷结构。

燃烧式涡轮发动机中的CMC部件提供了更好的抗氧化性和更高的温度性能，对于基于氧化物的陶瓷基质复合材料而言为在约1150摄氏度(“C”)的范围内，以及对于基于碳化硅纤维-碳化硅基板(“SiC-SiC”)的陶瓷基质复合材料而言为在高达约1350C的范围内，其显著高于在发动机内经受类似操作条件的超级合金材料部件的1000摄氏度的温度限制。虽然1150C(对于基于SiC-SiC的CMC而言为1350C)的操作性能是对常规超级合金温度限制的改进，但CMC的机械强度(例如，承载能力)也受到晶粒生长和与基质的反应过程和/或1150C/1350C及更高的环境温度的限制。在期望的燃烧式涡轮发动机的燃烧温度高达1600C至1700C的情况下，CMC需要在其自身与燃烧气体之间置入附加的热绝缘保护，以将其温度保持在1150C/1350C以下。CMC可以有利地接受通过如过去所做的将TBC层施加于超级合金部件而产生的附加的热绝缘保护。

图2中示出了已知类型的示例性自支承复合涡轮叶片部件40。复合材料叶片40具有已知轮廓侧壁，该已知轮廓侧壁形成了包括压力侧44和抽吸侧46的叶片翼型件。侧壁包括嵌入到固化陶瓷材料内的一个或更多个层片的陶瓷增强织物的雪茄形外包裹物42。如以上所描述的，在使用的情况下，TBC通常被施加于外包裹物42。叶片40具有由前叶片腔48和中央叶片腔50界定的中空的内部腔。用于复合材料叶片40的内部肋结构支承件由预成形的内包裹物提供，预成形的内包裹物通常是嵌入到固化陶瓷材料中的一个或更多个层片的陶瓷增强织物的卷。复合材料叶片40具有前内包裹物(“FIW”)52和中央内包裹物(“CIW”)54。FIW 52和CIW 54的与侧壁桥接的部分构成基板肋55，基板肋55的功能与图1中示出的铸造叶片20的增强肋32的功能类似。前叶片腔48由FIW 52的内部周边界定，并且中央叶片腔50由CIW 54界定。位于外包裹物42内的在CIW 54后面的朝向叶片40的渐缩尾缘的腔通常填充有未示出的附加的结构增强纤维和冷却通道。

复合材料叶片40具有由抵接的外包裹物(“OW”)42、FIW 52和CIW 54制成的面向外部的表面为平面的包裹层，包裹层仅通过固化陶瓷材料附着至彼此，包裹层相互嵌入固化陶瓷材料中。由于复合材料叶片40在发动机运转期间受轴向载荷、径向载荷和扭转载荷的影响，因此在由参考支架56(由FIW 52/CIW 54形成的基板肋55)、58、62(相应地由OW 42/FIW 52形成)和60、64(相应地由OW 42/CIW 54形成)标识的相应的表面接合处产生剪切应力。如果那些剪切应力在示例性的参考包裹表面接合处未被抵抗，则包裹物中的一个或更多个包裹物可能会分层，从而损坏复合材料叶片40的结构。在这些示例性参考位置处的抗剪切应力依赖于固体陶瓷材料与包裹物之间的粘合强度以及固化陶瓷材料的剪切强度。美国专利No.7,799,405——其全部内容通过参引并入本文——通过使平面邻接的增强织物层相对于彼此互锁而增加了平面邻接的增强织物层之间的抗分层性。一个或更多个织物层中的互补的在平面之外的结构特征在邻接的一个或更多个织物层中的相配合的空隙或孔内进行互锁。

发明内容

用于燃烧式涡轮发动机的部件具有陶瓷基质复合材料(“CMC”)中央基板，该陶瓷基质复合材料(“CMC”)中央基板具有至少一个基板肋，所述至少一个基板肋联接至相对的第一基板侧壁和第二基板侧壁并且桥接相对的第一基板侧壁和第二基板侧壁，并且在基板肋和基板侧壁内嵌入有增强纤维的第一图案。第一图案由一对织物增强片或成对的多层片构造。相应的片对(或层片)包括脊部，其中，在脊部的至少一个横向侧具有共面的侧连条状部。在一些实施方式中，条状部通过对片进行切割来制造。交替排的条状部被折叠成从中央脊部横向突出的褶状部，而其余条状部保持与脊部共面。相应的片通过使其中央脊部处于相对且相互间隔开的关系而被定向。褶状条状部横跨第一片与第二片之间的预制件。相应的第一片和第二片的脊部嵌入其相应的第一基板侧壁和第二基板侧壁内。相应的第一片和第二片的交错排列的、共同对准且顺序地相对排的褶状部嵌入基板肋及基板肋的相对的相应第一侧壁或第二侧壁内。已完成的折叠的织物结构在在折叠之前未被陶瓷材料预浸渍的情况下随后通过陶瓷浆料被浸透并硬化，从而形成CMC基板。在一些实施方式中，固结且固化的纤维增强的陶瓷外包裹物具有嵌入其中的第三增强织物的第二纤维图案，固结且固化的纤维增强的陶瓷外包裹物限定中央基板。

本文中所描述的CMC部件的示例性实施方式通过交错排列的、相对且交替排的织物褶状部的取向来抑制抵接或邻接的CMC基板包裹层之间的分层。褶状部从基板的一侧横跨到基板的另一侧，这增强了基板肋。施加在部件上的剪切载荷使褶状织物的对应的条状部张紧，这抵消了所施加的载荷，并且减小了由复合体的固体陶瓷部分所承受的剪切力。以这种方式，褶状部被定向成通过使褶状织物张紧来消散和抵消已完成的CMC部件上的载荷。沿片状脊部的交替的、交错排列的褶状排列确保了当部件比如CMC复合涡轮叶片或轮叶受到轴向载荷、弯曲载荷或扭转载荷的影响时，存在用以抵抗织物增强的陶瓷基板的任何一侧的剪切载荷的抗拉强度。

本发明的示例性实施方式的特征在于用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷基质复合材料(“CMC”)部件，比如涡轮部分的叶片或轮叶、发动机壳体衬套、燃烧器筐部或燃烧器过渡部件。陶瓷基质复合材料(“CMC”)部件包括固结且固化的、增强的陶瓷基质复合材料(“CMC”)中央基板，该中央基板具有至少一个基板肋和增强纤维的第一图案，所述至少一个基板肋联接至相对的第一基板侧壁和第二基板侧壁并且桥接相对的第一基板侧壁和第二基板侧壁，增强纤维的第一图案——比如在一些实施方式中为折叠的织物增强片——嵌入基板肋和基板侧壁内。嵌入中央基板结构内的增强纤维的第一图案包括相应的增强织物的相对的第一平面片和第二平面片。第一片和第二片两者通过多排相对且成一体的条状部分别形成了在至少一侧侧连的长形脊部。在一些实施方式中，增强织物被切割以形成条状部。在一些实施方式中，条状部交错排列成与脊部共面的交替的顺序排的平坦条状部以及从中央脊部和平坦条状部向外突出的交替的顺序排的褶状条状部。相对的第一平面片和第二平面片通过使其相应的长形中央脊部处于相对且相互间隔开的关系而被定向，使得褶状条状部横跨第一片与第二片之间的陶瓷基板。相应的第一片和第二片的脊部分别嵌入其对应的相应的第一基板侧壁和第二基板侧壁内。相应的第一片和第二片的交错排列的、共同对准且顺序相对排的褶状部嵌入基板肋及基板肋相对的相应第一侧壁或第二侧壁内。固结的增强CMC外包裹物具有嵌入其中的第三增强织物的第二预制件，固结的增强CMC外包裹物限定CMC中央基板。

在一些实施方式中，褶状条状部形成为矩形(包括正方形)轮廓的箱形褶状部，或三角形轮廓的可折叠褶状部，或具有正弦轮廓的波形褶状部。在一些实施方式中，在CMC中央基板的基板肋内嵌入有轴向增强肋(“ARR”)，轴向增强肋(“ARR”)与第一增强织物片和第二增强织物片的相应的褶状条状部抵接。在其他实施方式中，ARR被编织在第一增强织物片和第二增强织物片的交替且对准的相应的褶状部之间或多片织物层片的交替且对准的相应的褶状部之间。在一些实施方式中，ARR在第一增强织物片和第二增强织物片的相应的突出的褶状部彼此交叉的每个位置处桥接基板肋。在一些实施方式中，一个织物增强片的褶状条状部沿着他们相应的抵接表面附着至其相对的织物片，而在其它实施方式中，一个织物增强片的褶状条状部能够沿着他们相应的抵接表面相对于其相对的织物片滑动。在一些实施方式中，CMC基板限定CMC内包裹物。在一些实施方式中，该部件包括旋转涡轮叶片或固定轮叶，其中，CMC中央基板和CMC外包裹物形成叶片的翼型件部分，其中，第一增强织物片和第二增强织物片的相应的脊部沿着从叶片的根部到稍部的轴线对准。在这种实施方式中，CMC基板的第一侧壁和第二侧壁以及CMC外包裹物形成翼型件的侧壁。在其他实施方式中，热喷涂的、或气相沉积的或者溶液/悬浮等离子喷涂的热障涂层(“TBC”)被施加于CMC外包裹物且结合至CMC外包裹物。

本发明的其他示例性实施方式的特征在于用于制造用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷基质复合材料(“CMC”)部件的方法，该方法通过制造固结且固化的增强陶瓷基质复合材料(“CMC”)中央基板来实现，该中央基板具有至少一个基板肋，所述至少一个基板肋联接至相对的第一基板侧壁和第二基板侧壁并且桥接相对的第一基板侧壁和第二基板侧壁，并且在基板肋和基板侧壁内嵌入有叠置的增强纤维的第一图案。基板中的第一纤维图案通过下述步骤来实现：提供第一增强织物片和第二增强织物片且对第一增强织物片和第二增强织物片进行切割，以通过多排的成一体的条状部形成在至少一侧侧连的长形中央脊部。在被切割的片在被折叠之前未被陶瓷材料预浸渍的情况下，然后用陶瓷浆料对被切割的片进行浸渍。将每个相应的被浸渍且被切割的第一增强片和被浸渍且被切割第二增强片的多排相对且成一体的条状部折叠成与脊部共面的交错排列的交替的顺序排的条状部。在片的折叠期间，交替的顺序排的褶状条状部被折叠成从脊部向外突出。将相对的第一平面片和第二平面片通过使其相应的长形中央脊部处于相对且相互间隔开的关系而被定向。以这种方式，褶状条状部横跨第一片与第二片之间的织物增强的陶瓷基板。相应的第一片和第二片的脊部分别被嵌入相应的第一基板侧壁和第二基板侧壁内。相应的第一片和第二片的交错排列的、共同对准且顺序相对排的褶状部被嵌入基板肋及基板肋相对的相应第一侧壁或第二侧壁内。在第三增强织物在其叠置包裹形成之前未被陶瓷材料预浸渍的情况下，通过用陶瓷浆料对第三增强织物的第二纤维图案进行浸渍且将被浸渍的第三增强织物包裹在CMC中央基板的周围而制造出固结且固化的增强CMC外包裹物，外包裹物限定CMC中央基板。在任何增强织物在折叠/包裹之前未被预浸渍的情况下，所有的增强织物用陶瓷浆料材料进行浸透。其后，使被浸渍的增强织物固结，从而形成CMC部件的固化的纤维增强的陶瓷中央基板和外包裹物。

本文中所描述的示例性实施方式的相应特征可以以任何组合或子组合的方式共同地或分别地应用。

附图说明

在以下详细的描述中结合附图对示例性实施方式进行了进一步描述，在附图中：

图1为用于燃烧式涡轮发动机的已知的金属构造的涡轮叶片的局部截面立体图；

图2为用于燃烧式涡轮发动机的已知的陶瓷基质复合材料(“CMC”)构造的涡轮叶片的横截面平面图；

图3为根据本文中公开的实施方式构造的用于燃烧式涡轮发动机的的陶瓷基质复合材料(“CMC”)涡轮叶片的横截面平面图；

图4为第一织物片和第二织物片的代表性的、轴向地邻接的且相对的、叠置的褶状织物层的示意性平面图，第一织物片和第二织物片组合形成了根据本文中公开的实施方式构造的增强纤维的第一图案，第一织物片和第二织物片在附图中横向地移位，以便于观察下部褶状织物层；

图5为图4中的已在附图的右手侧延伸的第一增强纤维图案的第一织物层和第二织物层的示意性线条图；

图6为与图3中的涡轮叶片类似的用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷基质复合材料(“CMC”)涡轮叶片的另一实施方式的横截面平面图，该涡轮叶片包括置于第一褶状织物层和第二褶状织物层的相交部处的轴向地对准的轴向增强肋(“ARR”)；

图7为根据本文中公开的实施方式构造的增强纤维的第一图案的第一织物层和第二织物层的示意性线条图，该第一图案与图5中的第一图案类似，但是增加了ARR，并且图7另外示出了位于第一褶状织物层和第二褶状织物层的织物褶状部彼此交叉的相交部处和织物褶状部彼此不交叉的相交部处的“强”的ARR增强件；

图8为根据本文中公开的另一实施方式构造的增强纤维的第一图案的第一织物层和第二织物层以及ARR的示意性线条图，其示出了定向在第一褶状织物层和第二褶状织物层的织物褶状部彼此交叉的相交部的每侧的成对的ARR，使得“强”的肋增强件存在于中央基板的在每个邻接的第一织物层和第二织物层处的两侧；

图9为根据本文中公开的另一实施方式构造的中央基板的第一织物层和第二织物层以及轴向地对准的增强肋的示意性线条图，其示出了可折叠的梯形轮廓的褶状部，其中，成对的肋定向在第一褶状织物层和第二褶状织物层的织物褶状部彼此交叉的相交部的每侧，使得“强”的肋增强件存在于中央基板的一侧，并且肋被捕获在中央基板的另一侧的邻接的第一织物层与第二织物层之间；

图10为示例性CMC部件的实施方式的分解立体图，其示出了将平面的第一织物片和第二织物片切割且折叠成用于中央基板的叠置的第一纤维图案；

图11为图10的完全制造好的叠置的第一纤维图案的边缘立体图；以及

图12为完全制造好的CMC部件的正面立体图，该CMC部件将叠置的增强纤维的第一图案结合到了图10的中央基板中。

为了便于理解，在可能的情况下，相同的附图标记用于指定附图共用的相同元件。

具体实施方式

本文中所描述的示例性实施方式被用在用于燃烧式涡轮发动机的部件中。示例性自支承CMC部件的实施方式包括位于发动机的压缩机或涡轮部分中的旋转叶片或固定轮叶，以及燃烧器或过渡部件的内部子部件。在一些实施方式中，部件为具有自支承或金属支承的中央基板的CMC叶片或轮叶翼型件，中央基板上具有TBC层。在一些实施方式中，中央基板具有嵌入的增强纤维的第一图案或多片层片，增强纤维的第一图案包括叠置的一对第一织物增强片和第二织物增强片，多片层片包括具有共面的侧连条状部的脊部。交替排的条状部被折叠成从脊部突出的褶状部。相应的片通过使脊部处于相对且相互间隔开的关系而被定向。褶状的条状部横跨第一片与第二片之间的第一纤维图案，其中，相应的第一片和第二片的脊部分别嵌入相应的第一基板和第二基板的侧壁内。相应的第一片和第二片的交错排列的、共同对准的且顺序地相对排的褶状部被嵌入基板肋及基板肋相对的相应第一侧壁或第二侧壁内。第一纤维图案中的纤维用陶瓷浆料渗透(在叠置折叠之前或之后进行预浸渍)并硬化，从而形成固化的陶瓷中央基板。交错排列的交叉的织物褶状部使增强织物层互锁，从而降低了邻接层之间分层的可能性。

在示例性实施方式的涡轮叶片和轮叶中，中央基板的纤维图案中的交替排的交错排列的条状织物增强件定向在基板肋内，基板肋桥接基板侧壁和翼型件的相应侧壁的相应的压力侧和抽吸侧，这使得中央基板通过将增强织物从翼型件的一侧张紧到另一侧例如从翼型件的压力侧张紧到抽吸侧而承载载荷。通过张紧的织物对翼型件的两侧的载荷进行抵抗。在一些实施方式中，通过轴向增强肋(“ARR”)提供附加的结构增强，而在一些实施方式中，通过相对的交叉的褶状部的编织来提供附加的结构增强。具有本文中所描述的示例性中央基板的实施方式的以下的涡轮叶片翼型件示出了本发明的应用。相同的特征适用于燃烧式涡轮发动机的其他类型的CMC部件，包括固定轮叶翼型件、燃烧器筐部和燃烧器过渡部件。

图3为CMC涡轮叶片翼型件70的平面横截面图，CMC涡轮叶片翼型件70具有固结且固化的纤维增强的陶瓷外包裹物或外包覆物72，外包裹物或外包覆物72连同固结且固化的纤维增强的陶瓷中央基板73一起形成了翼型件的侧壁外轮廓。翼型件70的压力侧的侧壁74和抽吸侧的侧壁76由前基板肋77A和后基板肋77B桥接。CMC基板73以及相应的前基板肋77A和后基板肋77B界定了前内部腔78、中央内部腔79和后腔79A。通常，后腔79A通过未示出的结构填充物和尾缘冷却通道被增强。在中央基板73内嵌入有增强纤维的第一图案，增强纤维的第一图案包括第一织物增强片80和第二织物增强片100。第一织物增强片80和第二织物增强片100包括单层层片或多层层片。外包裹物72包括第三增强织物的第二纤维图案，第三增强织物的第二纤维图案包括一个或多个增强织物层片。在叶片70的实施方式中，织物片80和100在这些附图中以交错排列的交替排的方式竖向地对准，呈重复的褶状图案。如图3以及简化示意图图4和图5，使相应的增强织物80和100的条状部部分在立体图中横向地或对角地移动，以便清楚地示出包括褶状轮廓的邻接的织物轮廓，本文中将对这些轮廓进行详细的描述。

还参照简化示意图图4和图5以及图3，第一增强织物片80或这种织物增强片的多个层片在叶片翼型件70的抽吸侧76嵌入中央基板73内。第一织物片80形成为长形的脊部区段90，长形的脊部区段90定向成与叶片翼型件的轴线(图3的内外)对准，并且长形的脊部区段90具有与脊部的一侧或两侧侧连的顺序的一系列横向的织物条状部。此处在该实施方式中，织物条状部与脊部90的两侧侧连。织物条状部在轴向方向上顺序地堆叠成交替的平坦且褶状的条状部。第一织物片80的平坦条状部未示出。每个褶状的第一织物条状部具有大致箱形褶状的轮廓，并且遵循波形路径，第一织物条状部具有嵌入中央基板73的压力侧74内的区段82、在84处急剧弯曲、沿着区段86穿过叶片前内部腔78和中央内部腔79且在区段86处嵌入前基板肋77A内并对前基板肋77A进行增强。在在织物弯曲部88处朝向叶片的后缘或尾缘急剧转向之后，第一褶状织物条状部80的脊部区段90嵌入中央基板73的抽吸侧76内。第一织物增强条状部80在92处向内弯曲，使得区段94在桥接横过后腔79A时嵌入后基板肋77B内并对后基板肋77B进行增强，并且第一织物增强条状部80在96处再次弯曲，使得区段98朝向翼型件70的后尾缘嵌入中央基板73的压力侧壁74内。织物区段98被引导朝向翼型件70的尾缘。在一些实施方式中，织物区段82和98的远端端部被编织到外包裹物72的条状部中并与其混合，以增强外包裹物72、中央基板73或其相应的邻接接合部位内的结构支承并降低分层的可能性。脊部区段90在其锚固至其他侧连的织物条状部的位置处轴向地(图3的图纸内外)延伸。其他侧连的条状部在第一增强织物条状部80的嵌入固化的陶瓷中央基板73内的脊部区段90的上方和下方交错排列，且对试图使CMC翼型件70的压力侧74和抽吸侧76沿翼型件轴向地分离的拉伸载荷进行抵抗。

第二织物增强片100或这种织物增强片的多个层片在叶片翼型件70的抽吸侧76上嵌入中央基板73内；第二织物增强片100具有与第一增强织物片80相同或基本上类似的整体构造。第二织物片100形成为长形的脊部区段110，长形的脊部区段110定向成与叶片翼型件的轴线(图3的内外)对准，并且长形的脊部区段110具有与脊部的一侧或两侧侧连的顺序的一系列横向的织物条状部。此处在该实施方式中，织物条状部与脊部110的两侧侧连。织物条状部在轴向方向上顺序地堆叠成交替的平坦且褶状的条状部。第二织物片100的平坦条状部未示出。每个褶状的第二织物条状部在第一织物片80的条状部的正上方或正下方定向成一排，在与第一织物增强件80的对应的褶状条状部的方向相反的方向上从叶片压力侧74前后移动至叶片抽吸侧76。第二增强织物片100的褶状条状部具有大致箱形褶状的轮廓，并且遵循波形路径，褶状条状部具有与中央基板73和外包裹物72的抽吸侧76抵接的区段102、在104处急剧弯曲、沿着区段106穿过叶片前内部腔78和中央内部腔79且在区段106处也对前基板肋77A进行增强。在在织物弯曲部108处朝向叶片的后缘或尾缘急剧转向之后，第二褶状织物条状部100的脊部区段110嵌入位于中央基板73和外包裹物72的压力侧74上的固化陶瓷材料内。第二织物增强条状部100在112处向内弯曲，使得区段114在桥接横过后腔79A时对后基板肋77B进行增强，第二织物增强条状部100在116处再次弯曲，使得区段118朝向翼型件70的后尾缘嵌入中央基板73和外包裹物72的抽吸侧壁76内。织物区段118被引导朝向翼型件70的尾缘。在一些实施方式中，织物区段102和118的远端端部被编织到外包裹物72的条状部中并与其混合，如关于第一织物远端端部区段82和98所描述的，以增强结构支承并降低分层的可能性。脊部区段110在其锚固至其他侧连的织物条状部的位置处轴向地(图3的图纸内外)延伸。第二增强织物片100的其他织物条状部在附图中示出的织物条状部的上方和下方交错排列，且对试图使CMC翼型件70的压力侧74和抽吸侧76沿翼型件轴向地分离的拉伸载荷进行抵抗。

在图4和图5的实施方式中，第一织物片80和第二织物片100具有从织物条状部区段98和118向后延伸的褶状部。在图4中，第三或后基板肋77B通过第一织物片80的附加的增强织物褶状部99、99A和99B进行增强。后基板肋77B还通过第二织物片100的附加的增强织物褶状部119、119A和119B进行增强。在图5中，第三基板肋77C和第四基板肋77D通过形成在第一织物片80中的附加的褶状部99B、99C、99D被增强。类似地，第三基板肋77C和第四基板肋77D通过形成在第二织物片100中的附加的褶状部119B、119C和119D被增强。

参照图3，CMC外包裹物72——该CMC外包裹物72连同中央基板73一起形成了翼型件的侧壁外轮廓——包括第三织物增强片120的第二纤维图案或第三织物增强片的多个堆叠层片。第三织物增强片嵌入硬化的固体陶瓷中。可选的、热喷涂的、气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的热障涂层(“TBC”)被施加于CMC外包裹物72的外表面且结合至CMC外包裹物72的外表面。

图6为CMC涡轮叶片翼型件130的另一实施方式的平面横截面图，其中，外包裹物或外包覆物132形成了翼型件的侧壁外轮廓。外包裹物132包括嵌入纤维增强的陶瓷中央基板133内的一个或多个增强织物层片。叶片翼型件130通常具有与翼型件70类似的构造，但是在前基板肋137A和后基板肋137B中附加地嵌入了轴向增强肋(“ARR”)190和192。ARR 190和192轴向地延伸通过涡轮叶片。压力侧的侧壁134和抽吸侧的侧壁136——两者均为CMC陶瓷基板133的一部分——通过前基板肋137A和后基板肋137B被桥接。由中央基板133以及相应的前基板肋137A和后基板肋137B界定了前内部腔138、中央内部腔139和后腔139A。通常，后腔139A通过未示出的结构填充物和尾缘冷却通道被增强。在中央基板133内嵌入有增强纤维的第一纤维图案，增强纤维的第一纤维图案包括第一织物增强片140和第二织物增强片160(或多层增强片)。

在图6中，第一织物片140形成为长形的脊部区段150，长形的脊部区段150定向成与叶片翼型件130的轴线(附图的内外)对准，并且长形的脊部区段150具有与脊部的一侧或两侧侧连的顺序的一系列横向的织物条状部。此处在该实施方式中，织物条状部与脊部150的两侧侧连。织物条状部在轴向方向上顺序地堆叠成交替的平坦且褶状的条状部。第一织物片140的平坦条状部未示出。每个褶状的第一织物条状部具有大致箱形褶状的轮廓，并且遵循波形路径，第一织物条状部具有嵌入中央基板73的压力侧134内的区段142、在144处急剧弯曲、沿着区段146穿过叶片前内部腔138和中央内部腔139且在区段146处嵌入前基板肋137A内并对前基板肋137A进行增强。在在织物弯曲部148处朝向叶片的后缘或尾缘急剧转向之后，第一褶状织物条状部140的脊部区段150嵌入中央基板133的抽吸侧136内。第一织物增强条状部140在152处向内弯曲，使得区段154在桥接横过后腔139A时嵌入后基板肋137B内并对后基板肋137B进行增强，并且第一织物增强条状部140在156处再次弯曲时，使得区段158朝向翼型件130的后尾缘嵌入CMC基板133的压力侧壁134内。织物区段158被引导朝向翼型件130的尾缘。在一些实施方式中，织物区段142和158的远端端部被编织到外包裹物132的条状部中并与其混合，以增强结构支承并降低CMC层分层的可能性。脊部区段150在其锚固至其他侧连的织物条状部的位置处轴向地延伸(图6的图纸内外)。其他侧连的条状部在第一增强织物条状部140的脊部区段150的上方和下方交错排列，且对试图使CMC翼型件130的压力侧134和抽吸侧136沿翼型件轴向地分离的拉伸载荷进行抵抗。

此外，在翼型件130的实施方式中，第二织物增强织物片160或这种织物增强片的多个层片在叶片翼型件130的抽吸侧136上嵌入CMC中央基板133内；第二织物增强织物片160具有与第一增强织物片140相同或基本上类似的一般构造。第二织物片160形成为长形的脊部区段170，长形的脊部区段170定向成与叶片翼型件的轴线(图6的内外)对准，并且长形的脊部区段170具有与脊部的一侧或两侧侧连的顺序的一系列横向的织物条状部。此处，织物条状部与脊部170的两侧侧连。织物条状部在轴向方向上顺序地堆叠成交替的平坦且褶状的条状部。第二织物片160的平坦条状部未示出。每个褶状的第二织物条状部在第一织物片140的条状部的正上方或正下方定向成一排，在与第一织物增强件140的对应的褶状条状部的方向相反的方向上从叶片压力侧134前后移动至叶片抽吸侧136。第二增强织物片160的褶状条状部具有大致箱形褶状的轮廓，并且遵循波形路径，褶状条状部具有与中央基板133和外包裹物132的抽吸侧136抵接的区段162、在164处急剧弯曲、沿着区段166穿过叶片前内部腔138和中央内部腔139且在区段166处也对前基板肋137A进行增强。在在织物弯曲部168处朝向叶片的后缘或尾缘急剧转向之后，第二褶状织物条状部160的脊部区段170嵌入中央基板133和外包裹物132的压力侧134内。第二织物增强条状部160在172处向内弯曲，使得区段174在桥接横过后腔139A时对后基板肋137B进行增强，并且第二织物增强条状部160在176处再次弯曲时，使得区段178朝向翼型件130的后尾缘嵌入陶瓷的中央基板133和外包裹物132的抽吸侧壁136内。织物区段178被引导朝向翼型件的尾缘。在一些实施方式中，织物区段162和178的远端端部被编织到外包裹物132的条状部中并与其混合，以增强结构支承并降低层分层的可能性。脊部区段170在其锚固至其他侧连的织物条状部的位置处轴向地(图6的图纸内外)延伸。第二增强织物片160的其他织物条状部在附图中示出的织物条状部的上方和下方交错排列，且对试图使压力侧134和抽吸侧136沿翼型件130轴向地分离的拉伸载荷进行抵抗。

图7的实施方式示出了中央基板200的第一纤维图案中的织物片折叠图案，其与图5的织物片折叠图案类似，但没有周围的翼型结构。第一织物片202限定位于褶状部204与206之间的条状部部分，最终条状部部分将嵌入基板肋内，同样地，第二织物片222的位于褶状部224与226之间的对应的条状部部分也将嵌入基板肋内。在相同的基板肋内将嵌入有ARR240，同样地，第一织物片202和第二织物片222的对应的区段部分也将嵌入相同的基板肋内。在圆形区域252中，在对应的褶状弯曲件204和226的交叉位置处，增强织物片202和222的相应的褶状条状部为ARR 240和周围的陶瓷中央基板以及包裹层(未示出)提供了张紧的织物支承，以对在图7中的向上的方向上施加的剪切载荷进行抵抗。交叉的褶状增强织物条状部因此在区域252中提供了“强”的粘合。然而，在区域254中对中央基板200施加的向下指向的剪切载荷没有对应的交叉的褶状织物条状部，因此可能增加邻接的包裹织物层之间的分层风险。

“强”的且无支承的粘合区域在图7中的ARR 242处的下一个预成形的褶状织物交叉被反转。此处“强”粘合在区域258中，在区域258处褶状织物、交叉的条状部位于织物弯曲部208和230处，而在256处位于210和228处的织物弯曲部没有褶状的条状部交叉区域。褶状的织物编织件在ARR 244处反转，在ARR 244处位于区域260处的强粘合由交叉的褶状织物弯曲部212和234支承。然而，位于区域262中的214和232处的弯曲部不交叉。区域262中附加的抗分层性由CMC内部包裹物250提供，CMC内部包裹物250由预制件200(和未示出的对应的CMC陶瓷中央基板以及CMC外包裹物)限定。类似地，CMC内部包裹物在其另一邻接的ARR 246处也增加了抗分层性，在ARR 246处，位于交叉的褶状弯曲部216和238的接合处的强粘合区域266位于预制件的与强粘合区域260相对的侧。由于褶状弯曲部218和236不交叉，所以区域264比强粘合区域260弱。在包含ARR的任何实施方式中，ARR嵌入靠近的或抵接的对应的增强织物褶状部内，或者替代性地在其他实施方式中，ARR在相应的第一增强织物片和第二增强织物片的顺序褶状部(或多层增强织物构造的第一纤维图案中的堆叠的片状层片)之间交织。

图8的中央基板270的实施方式解决了相对的“强”粘合区域和无支承区域的缺点，其中，在“强”粘合区域处存在交叉的增强织物褶状部，在无支承区域处对应的织物褶状部不交叉。此处，轴向增强肋ARR通过具有比基板肋的肋间隔(“RS”)更近的横向间隔(“RPS”)而成对。换言之，每个基板肋(由虚线308A和308B表示)包含一对ARR。在图8中，成对的ARR310和312具有位于预制件270的相对侧上的相对紧密地横向对准的强粘合区域320(交叉的褶状部274和294)和322(交叉的褶状部278和298)，尽管实际上褶状部对276/292和280/296没有被以类似的方式支承，也确保了对应的中央基板肋308A的每侧的强的粘合。下一组成对的ARR 314和316位于与基板肋308A间隔距离RS的另一基板肋308B处。尽管实际上褶状部对284/300和288/304没有被以类似的方式支承，区域324中存在的强粘合由交叉的褶状部282/302形成，并且区域326中的强粘合由交叉的褶状部286/306形成。

图9示出了第一纤维图案330的实施方式，其尚未嵌入用于燃气涡轮发动机的周围CMC部件的固体陶瓷部分内。第一纤维图案330包含位于其相应的第一增强织物层332和第二增强织物层342中的梯形褶状部和三角形褶状部。第一增强织物层332具有脊部333，脊部333与部件的长轴线轴向地对准，例如，在复合涡轮叶片翼型件中，其中，脊部在附图的内外方向上与从叶片根部到叶片稍部的叶片长轴线轴向地对准。脊部333与翼型件侧壁的一侧上的外包裹层372邻接和/或交织；脊部333包括交错排列的排的平坦且褶状的条状部。平坦的条状部未示出。褶状弯曲部334、336、338和340限定了沿轴向顺序的、交错排列的排的梯形的褶状条状部。梯形的褶状图案与脊部333的左侧和右侧侧连。在一些实施方式中，梯形图案在区域368和369的外侧的相应的褶状弯曲部的外侧重复。在其他实施方式中，那些区域的外侧的其余条状部与外包裹物370交织。类似地，第二增强织物层342具有脊部343，脊部343与部件的长轴线轴向对准，例如，在复合涡轮叶片翼型件中，其中，脊部在附图的内外方向上与从叶片根部到叶片稍部的叶片长轴线轴向地对准。脊部343与外包裹层372邻接和/或交织以及/或者与第一织物层332的脊部333交织或以其他方式附着至第一织物层332的脊部333。第二织物层342还包括交错排列的排的平坦且褶状的条状部。平坦的条状部未示出。褶状弯曲部344、346、348、350和352限定了沿轴向顺序的、交错排列的排的三角形或可折叠的褶状条状部。三角形的褶状图案与脊部343的左侧和右侧侧连。在一些实施方式中，三角形图案在区域368和369的外侧的相应的褶状弯曲部的外侧重复。在其他实施方式中，那些区域的外侧的其余条状部与外包裹物370交织。

在图9的实施方式中，轴向增强肋360和362通过平面抵接或通过使ARR在每个相应的织物片的顺序褶状部之间交织而被捕获在第一增强织物片332和第二增强织物片342的相应的褶状部之间。ARR 360和362中的每一者的两侧与由增强织物片或层332和342形成的织物褶状部之间具有“强”的粘合。在粘合区域368和369处，相应的片332和342的织物褶状部的顶点在其与AAR 360和362的交叉点处彼此交叉，从而提供了对迫使AAR抵靠外包裹物370的力的张力抵抗。在粘合区域364和366处，AAR 360和362被夹在织物片332与342之间，从而通过织物片332的张紧的条状部提供了对迫使AAR抵靠外包裹物372的力的张力抵抗。

在图9的一些实施方式中，第一织物片332和第二织物片342的抵接的脊部部分333和343彼此粘合并与翼型件的外包裹物372粘合，从而在粘合区域364和366中提供了附加的轴向(附图的内外)变形阻力和剪切变形阻力。相反，第一褶状条状部和第二褶状条状部在三角形的交叉的褶状部的交叉部的在粘合区域368和369处的顶点处与其对应的翼型外包裹物370具有轴向对准的单点接触，与位于翼型外包裹物372的相对侧上的更刚性的粘合区域364和366相比，允许翼型外包裹物370的更大的挠曲。在一些实施方式中，结构的甚至更大的挠曲通过允许第一织物片332和第二织物片342和/或翼型外包裹物中的一者或更多者能够相对于彼此滑动来实现。织物片332、342之间的相对滑动通过选择性地防止织物片和/或翼型外包裹物372彼此粘合，或者通过产生在燃烧式涡轮发动机内的部件的操作期间断裂的相对弱的粘合来实现。使抵接或邻近的增强纤维层之间的相对弱的粘合断裂的一种方法是促进纤维层之间的受控且有限的分层。在使用或不使用AAR 360或362的情况下，挠曲“调整”通过选择性地改变纤维增强的固化陶瓷CMC部件比如翼型件330的不同部分内的结构刚度来实现。

通过对沿着抵接或邻接的纤维层与CMC的陶瓷基板(例如，包裹的织物层)的挠曲进行选择性地“调整”，CMC部件的结构刚度被选择性地改变。通过示例的方式，总体上参照图3和图9，当翼型件70的抽吸侧76包含了图9的邻接的织物脊部333和343以及外包裹物372的概念，并且当其压力侧74包含了图9的粘合区域368和369的能够滑动的织物取向时，涡轮叶片或轮叶可以承载翼型件的大部分内部压力载荷，同时压力侧具有更大的挠曲弹性以抵抗由燃烧气体施加的瞬态热梯度和压力脉动。

图10为示例性纤维图案层状结构440的分解的叠置或组装顺序，其将形成纤维增强的固化陶瓷CMC基板。可以使用任何已知的技术将陶瓷纤维叠置到纤维图案440的层状结构中。通过将陶瓷纤维定向成对称或不对称的图案来叠置示例性层状结构比如纤维图案440。在一些实施方式中，纤维已经被结合到二维织物编织件或三维织物编织件或各种织物束中或者非编织的稀松平纹织物内，以准备叠置成层状结构。在一些实施方式中，纤维图案被选择性地改变以提供各向异性的结构特性，例如如果成品CMC部件用作自支承的结构元件或部分自支承的结构元件，则与金属构件或另一基板上的非结构绝缘盖相反。

图10至图12中示出的纤维图案的层状结构通过使一对平坦的第一增强织物片400和第二增强织物片410折叠被叠置。在一些实施方式中，多层织物片是对示例性单个增强片400和410的替代。织物增强片400和410的层内的纤维材料特性及其构造以及纤维层440内的其取向被选择成改变局部结构强度以及增强浸渍的陶瓷浆料材料或TBC锚固件的能力。层状织物的表面400、410纹理(例如，在二维编织图案织物或三维编织图案织物或非编织的稀松平纹织物内，或者在包含编织物或丝束的任何其他类型的织物内)在其叠置期间或在叠置之前可以通过选择具有所需纤维图案的织物而被选择性地改变。在一些实施方式中，叠置的纤维表面纹理通过在编织织物内应用不同的稀松平纹织物纤维间隔和/或纤维厚度或者编织/丝束图案来改变。这允许了对位于纤维增强的陶瓷基板内的一些层或区域中的纤维取向和各向异性结构强度进行选择性地改变。通过其他示例的方式，轴向增强肋(“ARR”)比如肋的实施方式190、192、240、242、244、246、310、312、314、316、360或362中的任何一个肋或更多个肋通过单轴增强的编织织物、稀松平纹织物、丝束和/或编织物构造。

在一些实施方式中，CMC复合部件内的图3的纤维增强的陶瓷基板73或图6的133或图9的330或图10至图12的440由以下材料制成：(i)氧化物陶瓷纤维(例如，能够在市场上以商标440、610和720购得的钇铝石榴石(“YAG”)纤维)，或者替代性地，氧化锆(“ZrO₂”)；(ii)玻璃或玻璃纤维(例如，能够在市场上以商标312、Fiberglass、E-glass购得)；或(iii)非氧化物陶瓷纤维(碳化硅(“SiC”)，或者替代性地，碳氮化硅(“SiCN”))。氧化物陶瓷纤维复合材料通常使用氧化物陶瓷浆料比如氧化铝、莫来石、氧化锆或氧化锆增韧氧化铝(“ZTA”)来形成。玻璃纤维复合材料通常具有玻璃状基质。非氧化物纤维陶瓷(通常为能够在市场上以商标 购得的SiC)使用来自陶瓷粉末、陶瓷前体(硅聚硼硅氮烷)、化学气相渗透或熔融渗透处理的非氧化物陶瓷基质(SiC、SiCN)来形成。

如之前所提到的，在一些实施方式中，用于对层状结构进行叠置的被结合到CMC复合部件内的图3的纤维增强的陶瓷基板73或图6的133或图9的330或图10至图12的440的纤维用陶瓷材料(“预浸”纤维或织物)进行预浸渍。在预浸渍叠置完成之后，纤维被固结成固化且硬化的纤维增强的陶瓷基板，陶瓷基板然后被加工成最终的CMC部件比如旋转的涡轮叶片或固定轮叶。在不使用预浸渍纤维材料的情况下，纤维被叠置成层状结构，层状结构随后在固结、固化和硬化成纤维增强的陶瓷基板之前通过陶瓷材料被浸渍。用于对随后固化成纤维增强的陶瓷基板的层状结构进行浸渍的示例性陶瓷材料包括硅酸铝、氧化铝氧化锆、氧化铝、氧化钇稳定的氧化锆、硅或碳化硅聚合物前体。在后的叠置渗透通过任何已知的技术进行，从而产生了具有嵌入陶瓷纤维层的固体的纤维增强的陶瓷结构，所述已知的技术包括气体沉积、熔体渗透、化学气相渗透、浆料渗透、陶瓷前体聚合物热解、化学反应、烧结或陶瓷粉末的电泳沉积。

在第一纤维图案440的叠置或组装顺序中，相应的织物片400和410在其周边边缘上被切开。在切开之后，第一织物片400具有长形脊部402，其中，顺序的一系列交替的条状部404和406与脊部402的两侧侧连。类似地，第二织物片410在切开之后具有中央脊部412，并且顺序的一系列交替的条状部414和416与脊部412的两侧侧连。在其他实施方式中，条状部404、406、414和416仅形成在相应的脊部402或412的一侧。

交替的顺序的条状部404和414分别被折叠成相应的褶状部408和418，此处示出为矩形箱形褶状部。替代性地，如之前所论述的，在其他实施方式中使用其他褶状轮廓件，比如作为非限制性示例的方形褶状部、可折叠褶状部、正弦褶状部或梯形褶状部。虽然在相应的条状部404和414中的每一者中仅示出了一个完整的褶状部408、418，但是在其他实施方式中，在每个条状部中形成有一系列多个重复的褶状部。有益地，织物片400和410预先浸渍有粘合剂树脂和/或陶瓷浆料，其有助于在片的折叠顺序期间使褶状部408、418粘附至其他织物表面。三维组装夹具或模具(未示出)有益地有助于织物条状部和褶状部404、406、408、414、416和418的折叠或使织物条状部和褶状部404、406、408、414、416和418以其他方式成形。

在褶状部形成之后，相应的脊部402和412轴向对准，其中，相应的交替的顺序排的褶状部408和418与另一片上的相对的相应的平坦条状部406或416对准。相应的织物片400和410彼此压靠，使得每个褶状部408或418与相对的平坦条状部416或406抵接接触。参照图10至图12，已组装的织物片400和410现在形成了第一纤维图案，其中，相对的顺序排的褶状部408和418轴向对准且互锁，并且具有沿着长形脊部402和412的顺序的交叉的褶状部。可选地，轴向增强肋(“ARR”)430轴向插入相应的脊部402、412的长形尺寸部并与相应的脊部402、412的长形尺寸部对准，从而与位于相对的织物片400与410之间的第一纤维图案440桥接。在一些实施方式中，ARR 430中的一个或更多个ARR在相对的顺序的褶状部408与418之间交织。

在纤维图案440被叠置之后，其纤维增强片400和410中的陶瓷纤维是已浸透的陶瓷材料(在尚未结合到预浸渍织物内的情况下，或者在附加的陶瓷材料待添加到折叠织物的情况下)以形成固化陶瓷基板。在CMC基板是氧化物陶瓷基质复合物的情况下，固化陶瓷基板包含叠置纤维的第一图案。固化陶瓷基板用硅酸铝或氧化铝氧化锆陶瓷氧化物材料的浆料浸渍。然后使用已知的陶瓷生产技术对浆料浸渍的预制件进行烧制以使浆料硬化，从而形成固化陶瓷基板。在一些实施方式中，使用柔性陶瓷预浸渍料来形成固化陶瓷基板。

在用陶瓷浆料对预制件440进行浸透制造并随后进行空气干燥之后，预制件440被改变成用于CMC部件的“绿色”未固结的CMC基板。可选地，并且经常地，未固结的CMC基板与CMC内包裹物或CMC外包裹物组合，以制造CMC部件，比如用于燃气涡轮发动机或燃烧式涡轮发动机的涡轮叶片、轮叶、燃烧器过渡部或其他部件。如以上所提到的，使用已知的陶瓷固结方法对“绿色”部件进行加热并固结，以形成CMC基板和在其固结之前附着至基板的任何其他的CMC结构。此后，CMC基板经历另外的制造过程，比如应用可选的热障涂层(“TBC”)。

在一些实施方式中，已知的组合物、热喷涂的或气相沉积的、或溶液/悬浮等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)被施加于陶瓷基板。示例性TBC组合物包括单层8重量百分比的氧化钇稳定的氧化锆(“8YSZ”)，或20重量百分比的氧化钇稳定的氧化锆(“20YSZ”)。对于包含热障涂层的烧绿石而言，需要8YSZ的底层来形成双层8YSZ/59重量百分比的钆稳定的氧化锆(“8YSZ/59GZO”)涂层，或双层8YSZ/30-50重量百分比的氧化钇稳定的氧化锆(“30-50YSZ“)涂层，或者其组合。TBC粘附至陶瓷基板的外表面。可选地，通过已知的沉积方法在CMC基板上施加粗糙表面陶瓷粘合涂层，进一步增强了TBC层与陶瓷基板的粘附性。在示例性实施方式中，粘合涂层材料为氧化铝或YAG，从而能够在TBC完全剥落的情况下实现氧化保护。

尽管本文中已经对包含本发明的各种实施方式进行了详细地示出和描述，但是其他实施方式可以容易地设计出仍然包含所要求保护的发明的许多其他的变化的实施方式。本发明不限于其应用于示例性实施方式的构造细节和在说明书中阐述的或在附图中示出的部件的布置。本发明能够具有其他实施方式并且能够以各种方式实践或实施。另外，应当理解的是，本文中使用的措辞和术语是出于描述的目的，并且不应被视为是限制性的。“包括”、“包含”或“具有”及其变型的使用意在涵盖其后列出的项目及其等同物以及附加项目。除非另有说明或限制，否则术语“安装”、“连接”、“支承”和“联接”及其变型被广泛使用并且涵盖直接和间接安装、连接、支承和联接。此外，“连接”和“联接”不限于物理、机械或电连接或联接。

Claims (20)

1.一种用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷基质复合材料(“CMC”)部件，所述部件包括：

固结且固化的纤维增强的陶瓷中央基板(73、133、330)，所述中央基板(73、133、330)具有至少一个基板肋(77A、77B、137A、137B)和增强纤维的第一图案，所述至少一个基板肋(77A、77B、137A、137B)联接至相对的第一基板侧壁(74、134)和第二基板侧壁(76、136)且桥接相对的所述第一基板侧壁(74、134)和所述第二基板侧壁(76、136)，所述增强纤维的第一图案被嵌入所述基板肋和所述基板侧壁内，所述第一纤维图案包括：

相应的相对的增强织物的第一平面片(80、140、332、400)和增强织物的第二平面片(100、160、342、410)，所述第一片和所述第二片两者通过多排成一体的条状部分别形成了在至少一个横向侧侧连的长形脊部(90、110、150、170、333、343、402、412)，所述多排成一体的条状部交错排列成与所述脊部共面的交替的顺序排的平坦条状部(406、416)以及从所述脊部和所述平坦条状部向外突出的交替的顺序排的褶状条状部(408、418)；

相应的所述第一片及所述第二片的脊状部和平坦条状部分别嵌入相应的所述第一基板侧壁(73、74、76)和所述第二基板侧壁(133、134、136)内，并且相应的所述第一片和所述第二片的交错排列的、共同对准且顺序相对排褶状部嵌入所述基板肋(77A、77B、137A、137B)及所述基板肋相对的相应第一侧壁或第二侧壁内；以及

固结且固化的纤维增强的陶瓷外包裹物(72、132)，所述外包裹物(72、132)具有嵌入其中的第三增强织物的第二纤维图案，所述外包裹物限定所述中央基板(73、133、330)。

2.根据权利要求1所述的部件，所述褶状条状部(406、416)包括具有矩形轮廓的箱形褶状部(408、418)、或具有三角形轮廓的可折叠褶状部(346、352)或者具有正弦轮廓的波形褶状部。

3.根据权利要求1所述的部件，还包括轴向增强肋(“ARR”)(190、192、240、242、244、246、310、312、314、316、360、362、430)，所述轴向增强肋(190、192、240、242、244、246、310、312、314、316、360、362、430)嵌入所述中央基板(73、133、330)的所述基板肋内且与所述第一增强织物片和所述第二增强织物片的相应的褶状条状部抵接。

4.根据权利要求3所述的部件，所述轴向增强肋(190、192、240、242、244、246、310、312、314、316、360、362、430)被编织在所述第一增强织物片(80、140、332、400)和所述第二增强织物片(100、160、342、410)的交替且对准的相应的褶状部之间。

5.根据权利要求3所述的部件，还包括轴向增强肋，该轴向增强肋在所述第一增强织物片(80、140、332、400)和所述第二增强织物片(100、160、342、410)的相应的突出的褶状部彼此交叉的每个位置处桥接基板肋。

6.根据权利要求1所述的部件，所述第一增强织物片(80、140、332、400)和所述第二增强织物片(100、160、342、410)的相应的褶状条状部沿着他们相应的抵接表面(364、366)附着至其相对的织物片。

7.根据权利要求1所述的部件，所述第一增强织物片和所述第二增强织物片的相应的褶状条状部能够沿着他们相应的抵接表面(368、369)相对于彼此和/或所述外包裹物滑动。

8.根据权利要求1所述的部件，还包括由所述中央基板限定的固结且固化的纤维增强的陶瓷内包裹物(250)。

9.根据权利要求1所述的部件，包括旋转涡轮叶片(70、130、330)或固定轮叶，所述中央基板(73、133)和所述外包裹物(72、132)形成所述叶片或所述轮叶的翼型件部分，其中，所述第一增强织物片和所述第二增强织物片的相应的脊部沿着从所述叶片或所述轮叶的根部到稍部的轴线对准；并且所述外包裹物以及所述中央基板的第一侧壁和第二侧壁形成所述翼型件的侧壁。

10.根据权利要求1所述的部件，还包括覆于所述外包裹物且结合至所述外包裹物的热喷涂的、或气相沉积的或者溶液/悬浮等离子喷涂的热障涂层(“TBC”)。

11.一种用于制造用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷基质复合材料(“CMC”)部件的方法，所述方法包括：

叠置出陶瓷纤维的第一图案(440)，以制造固结且固化的纤维增强的陶瓷中央基板，所述中央基板具有至少一个基板肋，所述至少一个基板肋联接至相对的第一基板侧壁和第二基板侧壁且桥接相对的所述第一基板侧壁和所述第二基板侧壁，所叠置出的增强纤维的第一图案待被嵌入所述基板肋和所述基板侧壁内，所述第一纤维图案通过下述步骤来叠置：

提供第一增强织物片(80、140、400)和第二增强织物片(100、160、410)；

对相应的所述第一增强织物片和所述第二增强织物片进行切割，以通过多排相对且成一体的条状部(406、408、416、418)来形成在至少一个横向侧侧连的长形脊部(402、412)；

在所述第一增强片(400)和所述第二增强片(410)在被叠置之前未被陶瓷材料预浸渍的情况下，用陶瓷浆料对所述第一增强片(400)和所述第二增强片(410)进行浸渍；

将每个相应的被浸渍的第一增强织物片和被浸渍的第二增强织物片的多排条状部折叠成与所述脊部(402、412)共面的交错排列的交替的顺序排的平坦条状部(406、416)和从所述脊部和所述平坦条状部向外突出的交替的顺序排的褶状条状部(408、418)；

将所述第一增强织物片(400)和所述第二织物增强片(410)以使他们相应的长形脊状部(402、412)处于相对且相互间隔开的关系以及使他们相应的褶状条状部(408、418)交错排列、朝向对应的相应的相对的织物片突出且与对应的相应的相对的织物片邻接而定向成使得所述褶状条状部(408、418)将横跨所述第一片(400)与所述第二片(410)之间的所述基板肋、相应的所述第一片及所述第二片的脊部和平坦条状部分别被嵌入相应的所述第一基板侧壁和所述第二基板侧壁内并且相应的所述第一片和所述第二片的交错排列的、共同对准且顺序相对排褶状部被嵌入所述基板肋及所述基板肋相对的相应第一侧壁或第二侧壁内；以及

在第三织物在被叠置之前未被陶瓷材料预浸渍的情况下，通过用陶瓷浆料对第三增强织物的第二纤维图案进行浸渍且将被浸渍的第三增强织物包裹在所述CMC中央基板的周围而叠置出固结且固化的纤维增强的陶瓷外包裹物(72、132)，所述外包裹物(72、132)限定所述中央基板(73、133)；以及

使所有被浸渍的增强织物固结，从而形成所述CMC部件的固化的纤维增强的陶瓷中央基板和外包裹物。

12.根据权利要求11所述的方法，还包括将所述褶状条状部(406、416)折叠成具有矩形轮廓的箱形褶状部(408、418)、或具有三角形轮廓的可折叠褶状部(346、352)或者具有正弦轮廓的波形褶状部。

13.根据权利要求11所述的方法，还包括在所述CMC中央基板的所述基板肋内嵌入轴向增强肋(“ARR”)(190、192、240、242、244、246、310、312、314、316、360、362、430)且使所述轴向增强肋与所述第一增强织物片及所述第二增强织物片的相应的褶状条状部抵接。

14.根据权利要求13所述的方法，还包括将所述轴向增强肋(190、192、240、242、244、246、310、312、314、316、360、362、430)编织在所述第一增强织物片(80、140、332、400)和所述第二增强织物片(100、160、342、410)的交替且对准的相应的褶状部之间。

15.根据权利要求13所述的方法，还包括将轴向增强肋嵌入基板肋中且使该轴向增强肋在所述第一增强织物片及所述第二增强织物片的相应的突出的褶状部彼此交叉的每个位置(320、322、368、369)处桥接该基板肋。

16.根据权利要求11所述的方法，还包括使所述第一增强织物片(80、140、332、400)及所述第二增强织物片(100、160、342、410)的相应的褶状条状部沿着他们相应的抵接表面(364、366)附着至其相对的织物片。

17.根据权利要求11所述的方法，还包括在固化所述CMC中央基板时将所述第一增强织物片和所述第二增强织物片的相对的褶状条状部保持为能够沿着他们相应的抵接表面(368、369)相对于其相对的织物片和/或所述外包裹物滑动。

18.根据权利要求11所述的方法，还包括在所述中央基板内插入且限定固结且固化的纤维增强的陶瓷内包裹物(250)。

19.根据权利要求11所述的方法，还包括通过使所述第一增强织物片和所述第二增强织物片的脊部沿着从旋转涡轮叶片或固定轮叶部件的根部到稍部的轴线对准来形成所述旋转涡轮叶片(70、130、330)或所述固定轮叶部件的翼型件部分；以及通过所述外包裹物及所述基板的第一侧壁和第二侧壁来形成所述叶片的侧壁。

20.根据权利要求11所述的方法，还包括给所述外包裹物施加热喷涂的、或气相沉积的或者溶液/悬浮等离子喷涂的热障涂层(“TBC”)且将所述热障涂层(“TBC”)结合至所述外包裹物。