CN111542435B - 用于在涡轮发动机壳体上原位增材制造涂层的方法 - Google Patents

用于在涡轮发动机壳体上原位增材制造涂层的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111542435B
CN111542435B CN201880083855.1A CN201880083855A CN111542435B CN 111542435 B CN111542435 B CN 111542435B CN 201880083855 A CN201880083855 A CN 201880083855A CN 111542435 B CN111542435 B CN 111542435B
Authority
CN
China
Prior art keywords
coating
turbine engine
engine casing
additive manufacturing
housing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201880083855.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111542435A (zh
Inventor
诺曼·布鲁诺·安德烈·乔德特
杰里米·保罗·弗朗西斯科·冈萨雷斯
杰基·诺维·马尔乔诺
阿诺·杜堡
伊迪丝-罗兰·福清
安妮·罗斯
丹尼尔·塞里奥特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from CA2988229A external-priority patent/CA2988229A1/fr
Priority claimed from FR1761727A external-priority patent/FR3074445A1/fr
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN111542435A publication Critical patent/CN111542435A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111542435B publication Critical patent/CN111542435B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C64/00—Additive manufacturing, i.e. manufacturing of three-dimensional [3D] objects by additive deposition, additive agglomeration or additive layering, e.g. by 3D printing, stereolithography or selective laser sintering
    • B29C64/10—Processes of additive manufacturing
    • B29C64/106—Processes of additive manufacturing using only liquids or viscous materials, e.g. depositing a continuous bead of viscous material
    • B29C64/118—Processes of additive manufacturing using only liquids or viscous materials, e.g. depositing a continuous bead of viscous material using filamentary material being melted, e.g. fused deposition modelling [FDM]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/32—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core
    • B29C70/323—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core on the inner surface of a rotating mould
    • B29C70/326—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core on the inner surface of a rotating mould by rotating the mould around its axis of symmetry
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/38—Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y30/00—Apparatus for additive manufacturing; Details thereof or accessories therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2063/00—Use of EP, i.e. epoxy resins or derivatives thereof, as moulding material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/24—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped crosslinked or vulcanised
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/748—Machines or parts thereof not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Robotics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，该方法包括：根据预定的沉积路径将耐磨材料的细丝(100、200、300、400、500、600)沉积在所述涡轮发动机壳体(20A、62)的内表面上，以便创建在细丝之间形成通道的有序网络(60)的细丝的三维基架，在该方法中，用于沉积细丝材料(46)的系统定位在距壳体的内表面的预定的位置和距离处；在360°的范围沉积涂层的第一层；用于沉积细丝材料的系统旋转第一预定角度，并且用于沉积细丝材料的系统定位在距沉积层的预定位置和距离处；在壳体的扇区上，在涂层的第一层上沉积涂层的第二层；然后对于随后的扇区，以对应于已经被覆盖的第一扇区的预定的角距离进行移动，直到360°已经被覆盖；以及，在已经将用于沉积细丝材料的系统旋转了第二预定角度之后，对于后续层重新开始该过程，直到获得期望的涂层厚度。

Description

用于在涡轮发动机壳体上原位增材制造涂层的方法
背景技术
本发明涉及通过增材制造来制造聚合物(特别是热固性材料)的部件，金属部件、金属合金或陶瓷部件制造的一般领域，并且更特别地但不排他地涉及制造具有声学功能的耐磨涂层，特别是用于风扇壳体的耐磨涂层。
由于机场附近的飞机引起的噪声干扰的控制已经成为公共健康挑战。每个更严格的标准和规章都强加于飞机制造商和机场管理者。因此，多年来建造无声飞机已经成为强大的销售点。目前，基于亥姆霍兹共振器的原理，通过局部反应吸音涂层来衰减由飞机电动机产生的噪声，局部反应吸音涂层允许在一个或两个八度音程上降低发动机的声音强度。这些涂层通常呈复合面板的形式，该复合面板由与蜂窝芯相关联的刚性板组成，该蜂窝芯覆盖有位于机舱或上游和下游传播管道处的穿孔蒙皮。然而，在新一代的发动机中(例如在涡轮风扇发动机中)，如在UHBR(超高旁通比)技术中，使得可用于吸音涂层的区域实质上减少。此外，复合材料的这些壳体区域可能具有成形缺陷，这些缺陷适于在设置涂层之前用额外的机加工操作进行补偿。
因此，重要的是提出新方法和/或新材料(特别是多孔材料)，其允许消除或显著降低由飞机发动机产生的噪声水平，特别是在起飞和着陆阶段期间，并且在比目前更大的频率范围，包括低频率，同时保持发动机的性能。这就是当前寻求新的降噪技术来减少这种干扰以及新的声学处理表面的原因，这对发动机的其他功能性(如燃料消耗率)具有最小的影响，这构成了重要的经济优势。
然而，在飞机发动机内，源自风扇的噪音是噪音危害的主要因素之一，受这些新一代飞机寻求的旁通比的增加被强化。
此外，目前惯常且有利的是借助于增材制造方法而不是传统的铸造、锻造和大规模机加工方法来容易且快速地以降低的成本生产三维复杂部件。航空领域特别适合使用这些方法。其中，可引用例如线束沉积法。
发明内容
本发明旨在提出一种形成新的耐磨材料的方法，该方法还允许显著减小由飞机涡轮喷气机产生的噪音，并且特别地允许显著减小由风扇-OGV组件产生的噪音。本发明的一个目的还在于补偿由基底的复合性质引起的成形缺陷，该耐磨材料旨在沉积在该基底上。
为此，提供了一种通过在涡轮发动机壳体上制造涂层的原位沉积方法，该方法包括将耐磨材料的细丝以预定的沉积路径沉积在涡轮发动机壳体的内表面上，以便创建在细丝之间形成通道的有序阵列的细丝的三维基架，该方法的特征在于以下步骤：
将细丝材料沉积系统沿着所述壳体的纵向轴线定位在相对于所述壳体的所述内表面的预定位置和距离处，
通过所述壳体与所述细丝材料沉积系统之间的相对圆周位移，在所述壳体的圆周的360°上沉积所述涂层的第一层，
执行所述细丝材料沉积系统以第一预定角度的旋转，并且将所述细丝材料沉积系统沿着所述壳体的所述纵向轴线定位在相对于所述涂层的所述第一层的预定位置和距离处，
通过在所述壳体与所述细丝材料沉积系统之间的相对轴向位移，在所述壳体的扇区上沉积在所述涂层的所述第一层上的所述涂层的第二层，
在所述壳体与所述细丝材料沉积系统之间执行预定角偏差的相对圆周位移，所述预定角偏差对应于在所述第二涂层的沉积期间已经覆盖的第一扇区，
以及重复在所述壳体扇区上沉积的步骤和对于随后的扇区以所述预定角偏差相对圆周位移的步骤，直到所述壳体的圆周的360°被覆盖，以及
在已经执行所述细丝材料沉积系统旋转第二预定角度之后，对于随后的层重复除了所述第一步骤之外的所有前述步骤，直到获得期望的涂层厚度。
因此，获得了具有规则且有序的孔隙率的多孔微结构，这确保了在通道内通过粘热耗散对声波的高吸收。
优选地，在沉积所述涂层的所述第一层之前，将间隙补偿材料层沉积在所述涡轮发动机壳体上，以获得具有已知几何形状的沉积表面。
有利地，细丝材料的沉积由多个喷射喷嘴执行，每个所述喷射喷嘴的竖直定位可独立地调节。
根据所考虑的实施方式，所述细丝沉积系统的所述旋转步骤为连续执行两次90°的旋转，第一预定角度等于90°或所述细丝沉积系统的所述旋转步骤被执行的次数与细丝存在的不同预定定向方向的数量相同。更特别地，所述细丝沉积系统的所述旋转步骤为连续执行六次30°的旋转，第一预定角度等于30°。
优选地，局部地添加所述涂层的附加层以考虑所述涡轮发动机壳体的非轴对称几何形状。
有利地，细丝材料的沉积由多个喷射喷嘴执行，每个所述喷射喷嘴的竖直定位可独立地调节。
优选地，所述涡轮发动机壳体是编织复合材料制成的风扇壳体。
本发明还涉及一种用于实施上述方法的细丝材料沉积系统以及一种由上述方法获得的耐磨涡轮发动机壁涂层。
附图说明
参考以下没有任何限制性特性的附图，本发明的其他特征和优点将通过以下给出的详细说明来揭示，并且其中：
-图1示意性地示出了一种飞行器涡轮发动机架构，在该架构中实施了根据本发明的原位涂层制造方法，
-图2是用于实施本发明的方法的设备的第一示例的示意图，
-图3是用于实施本发明的方法的设备的第二示例的示意图，
-图4示出了在图2的设备中使用的细丝材料沉积系统，
-图5是通过图4的系统获得的圆柱形细丝的三维基架的分解视图，
-图6A至6D是由图4的系统获得的通道的有序阵列的示例，以及
-图7示出了根据本发明的原位涂层制造方法的不同步骤。
具体实施方式
图1非常示意性地示出飞行器涡轮发动机架构，在此情况下是双流涡轮喷气机，其中实施本发明的具有声学特性的耐磨材料涂层的制造工艺。
通常，这种类型的双流涡轮喷气机10具有纵向轴线12，并且包括燃气涡轮发动机14和以轴线12为中心并同心地围绕发动机定位的环形舱16。
在空气或气体流经涡轮喷气机的流动方向上，从上游到下游，发动机14包括进气口18、风扇20、低压压气机22、高压压气机24、燃烧室26、高压涡轮机28和低压涡轮机30，这些元件中的每一个都沿着纵向轴线12定位。由发动机产生的气体的喷射通过由中心在纵向轴线12上的中央环形体32组成的喷嘴执行，初级环形罩34，该初级环形罩同轴地围绕中央体以便与其一起界定初级流F1的环形流动通道，以及次级环形罩36，次级环形罩同轴地围绕初级罩以与其界定次级流F2的环形流动通道，次级流F2环形流动通道与初级流动通道共轴并且其中定位有多个矫直叶片38(在所示出的示范性实施方式中，涡轮喷气机的发动机舱16和喷嘴的次级罩36是同一单一部件)。初级罩和次级罩特别地集成围绕涡轮机转子的可移动叶片的中间涡轮机壳体28A和30A以及围绕风扇转子的可移动叶片的风扇壳体20A。
根据本发明，提出了通过增材制造将涂层施加到这些壳体的面向这些可移动的转子叶片的内壁上，该涂层具有耐磨和声学的功能性，并且该涂层为细丝一起形成通道的有序阵列的三维基架的形式。根据所考虑的配置，这些通道之间的互连可以在旨在生成这些不同通道的涂层的不同层的叠加过程中以规则的方式存在。该壁优选地是涡轮发动机(例如飞机涡轮喷气机)的壁，该壁安装在可移动叶片的紧临周边中，并且更特别地是位于风扇叶片的周边的3D编织复合物的风扇壳体20A的内壁。然而，还可以考虑涡轮机壳体28A、30A上的沉积物，当然只要金属或陶瓷类型的耐磨材料具有适合于涡轮机的非常高温环境的特性。
耐磨功能的值是使转子-壳体组件与当可移动叶片经受空气动力和离心力的总和时该可移动叶片经受旋转的变形兼容。
耐磨材料的意思是在与面对部件接触时材料在运行过程中破裂(侵蚀)的能力(低抗剪切性)以及在运行过程中受到被吸入的颗粒或外来物体的冲击之后的耐磨性。这种类型的材料还必须保持并有利于良好的空气动力学特性，具有足够的抗氧化性和抗腐蚀性以及与其沉积于上的层或基底(在基底的情况下，编织复合材料形成壳体的壁，)具有相同量级的热膨胀系数。
图2示出了设备的第一示例，该设备允许通过将耐磨材料的细丝连续沉积在涡轮发动机(如风扇壳体20A)的内壁上来生产具有声学特性的这种类型的涂层。
该设备包括壳体支撑件40，该壳体支撑件40旨在将风扇壳体20A定位成使得其纵向轴线42平行于地面，从而有利于通过重力(材料的向下竖直沉积)将细丝沉积在壳体的内壁的任何点上。该支撑件可，例如由两个同步驱动辊40A、40B组成，以同时驱动壳体绕其纵向轴线旋转，从而确保沿该纵向轴线旋转的自由度。
该设备还包括机械组件44，该机械组件设置有若干铰链并且在自由端44A处配备有细丝材料沉积系统46，该细丝材料沉积系统包括至少一个喷射喷嘴46A，耐磨材料通过该喷射喷嘴被准确地喷射。通常，这种类型的机械组件由至少一个3轴机器构成，或者如所示出的，由具有准确“数字轴”(定位在5微米的量级)的机器人构成，从而允许经由适当的控制软件控制沿着由使用者限定的沉积路径的印刷。由于这些设备，因此有可能通过控制印刷参数(如材料的流速、机械组件的位置和位移速度)来保证在预定三维空间中细丝的精确沉积。
更精确地，该机械组件44具有沿着壳体的纵向轴线平移的自由度，以便到达用于沉积耐磨材料的其内壁的任何点。该机械组件44还具有竖直平移的自由度，使得可以实时调整相对于沉积表面的距离。此外，这种自由度允许将沉积系统适配于直径变化，该直径变化可以在不同的涡轮喷气机架构之间观察到。为了实现这一点，设置固定到喷射喷嘴46A或定位在喷射喷嘴46A附近的距离传感器48，以便测量该喷射喷嘴与壳体或耐磨材料之间的距离。该传感器还可以经由使用适当的已知算法来使用，以便允许对初始和最终尺寸几何形状进行计量控制，尤其在风扇壳体的情况下，该初始和最终尺寸几何形状是非轴对称的。
任选地并且取决于所使用的材料的性质，该设备还可以包括固化模块50以有利于并且加速所沉积的耐磨材料的固化过程。该模块可以由光波发射设备(UV、红外或其他)，通过在耐磨材料的方向上吹动的一个或多个风扇，或通过一个或多个电阻加热器或甚至通过另一个类似的加热系统，取决于使用的材料的性质甚至可能通过制冷设备形成，这些不同的设备能够彼此一起或结合地运行。
设备的所有零件的监测和控制是由管理单元51提供，通常是微控制器或微型计算机，该管理单元管理与风扇壳体的旋转有关的耐磨材料的沉积，最终尺寸公差取决于由距离传感器48获得的数据，以及管理当存在时经由模块50的固化的监测。
图3示出了设备的变体实施方式(未改变的元件带有相同的参考标记)，其中，单个喷射喷嘴被多喷嘴系统52替换，该多喷嘴系统允许以大于喷嘴数量的倍数加速耐磨材料的沉积，并且该多喷嘴系统包括在支撑这些喷射喷嘴的刚性部件56的轴线上对齐的若干喷射喷嘴54A-54E，并且其中，每个这些喷嘴的竖直定位，可由相关联的距离传感器48A-48E测量，距离传感器48A-48E独立地可调节，以便确保每个喷嘴与细丝材料沉积于其上的表面之间的最佳距离(考虑风扇壳体的圆柱形形状)。将注意的是，借助于对所收集的数据的后处理，单个传感器48还可以推断出每个喷嘴与壳体的表面之间的这个距离。每个喷嘴有利地配备有允许调节喷嘴的压力和输出温度的回路，以便控制几何形状以及时间和沉积循环。
这些喷嘴优选地是从支撑部件56可移除的并且可分离的，这样使得有可能根据有待实施的涂层将喷嘴的数量以及它们的几何形状(大小和截面)参数化。它们还可以根据细丝材料沉积系统相对于壳体限定的角度来调节高度。此外，取决于所希望的涂层的类型，每个喷嘴可以由不同的材料源进料。
支撑部件56可具有相对于机械组件44枢转的枢转连接件58，枢转连接件58支撑机械组件44。这个枢轴的轴线是竖直定向的，即平行于这些喷嘴的直径。因此，通过向支撑部件施加旋转，可以监测材料沉积点之间的间距，而不管喷嘴相对于风扇壳体20A的相对位移的方向(轴向或方位)。
细丝材料沉积系统46在图4中示意性地示出。该细丝沉积系统具有与系统内部的前述压力和温度控制回路相关的沉积作为其目标，耐磨材料通过经由喷射喷嘴46A挤出而具有校准的形状和尺寸，首先沉积在基底62上，然后相继沉积在所产生的不同叠加层上，直到获得期望的厚度。细丝沉积系统遵循由管理单元51控制的沉积路径，细丝沉积系统连接至管理单元51，从而确保对细丝沉积系统的控制，并且在经处理的表面的每个点处控制细丝布置和用于确保期望的耐磨性所必需的介质的孔隙率。
基于锥形挤出螺杆64确保耐磨材料的进料，其允许混合几种组分以形成具有浆状外观的触变流体。锥形挤出螺杆允许确保这些组分的适当且均匀的混合物(在整个沉积运行中)，以最终获得将通过校准喷嘴沉积的具有高粘度的流体材料。在这个运行过程中，必须避免气泡的产生，这些气泡在印刷的细丝中形成许多缺陷，并且因此必须非常渐进地推动材料。应注意的是，沉积的材料的组成的改变可以简单地通过控制相继引入锥形挤出螺杆中的不同组分来实现，该锥形挤出螺杆包括至少两个入口64A、64B用于同时引入两种组分。安装在喷射喷嘴46A附近并作为固化模块运行的加热灯66可用于稳定沉积材料并避免沉积期间的蠕变。
图5以分解透视图示出了耐磨材料的细丝(有利地是圆柱形)100、200、300的三维基架60的一小部分，从而允许生产呈通道的有序阵列形式的涂层，这些涂层具有赋予旨在接纳该涂层的壁62的声学特性的性质。
实际上，目标是在耐磨材料的结构中印刷具有尺寸确定的孔隙的特定图案，特定图案允许空气动力学波动(或其修改)和/或声波的通过或耗散。这些图案可以由具有小于1.5mm的尺寸的穿孔或开槽组成，还允许改进空气动力裕度。但是，有利地，这些图案将由形成如图6A、6B、6C和6D的不同配置中所示的有序阵列的通道或微通道组成。
在图6A中，细丝100、200的三维基架由多个叠加层组成，其中一个给定层的细丝在0°或90°交替定向，而在具有相同方向的细丝的叠加中没有偏移。
在图6B中，细丝100、200的三维基架由多个叠加层组成，其中一个给定层的细丝在0°或90°交替定向，并且在具有相同方向的细丝的叠加中具有偏移。
在图6C中，细丝100、200、300、400、500、600的三维基架由叠加层组成，这些叠加层在至少层i(i包括在1至6之间)具有以相同的角偏差(通常30°)偏移的细丝Di的定向方向。
并且在图6D中，细丝100、200的三维基架由叠加层组成，对于这些层中的每一层既具有0°的细丝定向又具有90°的细丝定向，以便在这些细丝之间形成具有正方形截面的竖直穿孔700。
在具有这些不同阵列构型的壳体扇区上进行印刷已经示出了根据上述增材制造方法进行这种类型的耐磨材料的细丝沉积的可行性。还进行了压缩和弯曲机械行为的测试，以及进行样品的低能冲击测试或表征法向入射声阻抗。特别地，已经观察到声能穿过基架的传输以及通过修改空气声源吸收该声能的部分或者吸收传播声波。
图7示出了用于具有像图6A中所示出的正交网格的结构的风扇壳体上的涂层的增材制造方法的不同步骤，该结构通过图3的设备获得，风扇壳体20A被定位在旋转可移动的固持支撑件40上。
在第一步骤1000中，细丝沉积系统46通过一系列竖直和轴向平移定位在材料沉积区域上方，在风扇壳体的轴线42上并且在相对于风扇壳体的内表面的预定距离处，并且多喷嘴支撑件定向成平行于轴线42(称为0°位置)。在随后的步骤1002中，风扇壳体被旋转放置，然后引起材料在垂直于轴线42的平面中在其圆周的360°上的沉积，具有与喷嘴的数量一样多的细丝物质，每个喷嘴的竖直位置被单独地控制。在步骤1004中，壳体已经返回到其初始位置，风扇壳体的旋转终止并且喷嘴56的支撑部件然后执行与第二涂层的细丝的定向方向对应的90°旋转。在步骤1006中，第一排材料细丝在壳体的第一扇区上的沉积通过细丝沉积系统46的轴向移位进行，以便相对于先前绕轴线42周向地沉积的材料细丝在90°处执行沉积。在随后的步骤1008中，风扇壳体执行对应于预定角偏差的旋转，该预定角偏差等于已经覆盖的第一扇区，然后返回到步骤1006以在随后的扇区上执行沉积，直到壳体的圆周的360°被覆盖(测试，步骤1010)。然后重复步骤1000至1008，直到获得期望的材料厚度(最终测试，步骤1012)。
将注意到的是，如果在前述说明中，由于壳体的旋转而执行周向沉积，则应当清楚地理解，该沉积也可以通过细丝沉积系统的旋转来执行。同样地，如果由于细丝沉积系统的轴向移位而执行扇区沉积，则应当清楚地理解，还可以通过壳体的轴向移位来执行这种沉积。事实上重要的是，在壳体与细丝沉积系统之间存在相对位移。
还将注意到，如果已经参照多喷嘴支撑件描述了该方法，则显而易见的是，该方法也适用于图2的单喷嘴构造，条件是，在每次360°旋转之后，提供细丝沉积系统以预定节距的轴向位移(可选步骤1016)，使得一旦完成所有360°旋转，则逐节覆盖壳体的整个宽度。
在具有如6C中所示的具有规则角偏差(每30°)的倾斜网格的结构的涂层制造配置中，旋转的步骤1004不再是90°，而是仅30°，以便在接下来的步骤1006中以30°并且不再是以90°进行层200的沉积。并且一旦此第二层200被沉积，在步骤1014的测试之后进行30°或60°的附加旋转，以沉积第三层300，而不是返回到在0°处的初始位置，在此构造中仅在对应于细丝的最后定向方向的层600被沉积时完成。
应当注意的是，可以在精加工该三维基架之前添加附加层。实际上，风扇壳体是3D编织的复合壳体，其三维几何形状通常相对于计算的理想表面具有偏差(形成缺陷)，特别是由于关联于所使用的编织方法(通常是绕性类型(poly-flex))的形成瓣的倾向。然而，目前矫正这些缺陷涉及复杂且昂贵的操作。因此有可能通过该设备沉积间隙补偿材料(树脂或其他)以便获得已知的几何形状。该先前步骤的值是返回到受控的、精确限定的沉积表面，满足形成约束，以确保发动机区的良好的空气动力学间隙。
应当注意的是，可以局部地添加附加层以便确保耐磨表面的轴向对称性。实际上，风扇壳体通常具有非轴对称的几何形状。
由一个或多个校准喷嘴挤出的耐磨材料有利地是具有高粘度的不含溶剂的热固性材料，如已知的，其蒸发产生强收缩。该材料优选地是具有缓慢的聚合动力学，其中稳定的细丝流动以触变混合物的形式出现，这因此具有在基底上的印刷(刚好在材料的挤出之后)与最终结构(一旦被加热并且聚合完成)之间的收缩小得多的优点。
在本发明的方法的背景下使用的耐磨材料的一个示例是以浆状形式出现并且由三种组分组成的材料，即聚合物基料，例如环氧树脂(具有蓝色塑形浆状的外观)、交联剂或促进剂(具有白色塑形浆状的外观)以及半透明凡士林(例如vaselineTM)。促进剂/基料组分根据包括在1:1和2:1之间的基料与促进剂的重量比分布，并且凡士林以按该材料的总重量的5％至15％之间存在。该基料还可以包括具有预定直径的中空玻璃微球，以确保所希望的孔隙率，同时仍允许增加印刷基架的机械性能。凡士林的引入价值在于树脂的粘度的降低以及耐磨的反应动力学，这使得它的粘度在印刷时间期间更稳定并且因此促进材料的流动。(粘度与必要的挤出压力直接相关，以确保足够的挤出速度以保持印刷的质量)。
举例来说，这种类型的比率为2:1给出了包含1.4g基料的耐磨材料和0.7g促进剂，向其中加入0.2g凡士林是适当的。
因此，本发明允许快速且稳定的印刷，从而允许高效再现具有小细丝尺寸(直径<250微米)和低重量(改进的孔隙率>70％)的受控特征(粗糙度、外观、开孔率)的高性能声学结构，考虑到在航空学中遇到的强应力，是特别有利的。

Claims (10)

1.一种通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，该方法包括将耐磨材料的细丝以预定的沉积路径沉积在所述涡轮发动机壳体的内表面上，以便创建在细丝之间形成通道的有序阵列的细丝的三维基架，特征在于，该方法包括以下步骤：
将细丝材料沉积系统沿着所述壳体的纵向轴线定位在相对于所述壳体的所述内表面的预定位置和距离处，
通过所述壳体与所述细丝材料沉积系统之间的相对圆周位移，在所述壳体的360°圆周上沉积所述涂层的第一层，
执行所述细丝材料沉积系统以第一预定角度的旋转，并且将所述细丝材料沉积系统沿着所述壳体的所述纵向轴线定位在相对于所述涂层的所述第一层的预定位置和距离处，
通过在所述壳体与所述细丝材料沉积系统之间的相对轴向位移，在所述壳体的扇区上沉积在所述涂层的所述第一层上的所述涂层的第二层，
在所述壳体和所述细丝材料沉积系统之间执行预定角偏差的相对圆周位移，所述预定角偏差对应于在所述第二层的沉积期间已经覆盖的第一扇区，
以及重复在所述壳体扇区上沉积的步骤和对于随后的扇区以所述预定角偏差的相对圆周位移的步骤，直到所述壳体的圆周的360°被覆盖，以及
在已经执行所述细丝材料沉积系统旋转第二预定角度之后，对随后的层重复所有前述步骤，直到获得期望的涂层厚度。
2.根据权利要求1所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上 进行涂层的原位沉积方法，其特征在于，在沉积所述涂层的所述第一层之前，将间隙补偿材料层沉积在所述涡轮发动机壳体上，以获得具有已知几何形状的沉积表面。
3.根据权利要求1所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，其特征在于，所述细丝沉积系统的所述旋转步骤为连续执行两次90°的旋转，第一预定角度等于90°。
4.根据权利要求1所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，其特征在于，所述细丝沉积系统的所述旋转步骤被执行的次数与细丝的存在不同预定定向方向的数量相同。
5.根据权利要求4所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，其特征在于，所述细丝沉积系统的所述旋转步骤为连续执行六次30°的旋转，第一预定角度等于30°。
6.根据权利要求1所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，其特征在于，局部地添加所述涂层的附加层以考虑所述涡轮发动机壳体的非轴对称几何形状。
7.根据权利要求1所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，其特征在于，通过多个喷射喷嘴进行细丝材料的沉积，其中每个所述喷射喷嘴的竖直定位是独立可调的。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法，其特征在于，所述涡轮发动机壳体是编织复合材料制成的风扇壳体。
9.一种用于实施根据权利要求1至8中任一项所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法的细丝材料沉积系统。
10.一种通过根据权利要求1至8中任一项所述的通过增材制造在涡轮发动机壳体上进行涂层的原位沉积方法获得的耐磨涡轮发动机壁涂层。
CN201880083855.1A 2017-12-06 2018-12-06 用于在涡轮发动机壳体上原位增材制造涂层的方法 Active CN111542435B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CA2988229A CA2988229A1 (fr) 2017-12-06 2017-12-06 Procede de fabrication additive in situ d'un revetement sur un carter de turbomachine
FR1761727A FR3074445A1 (fr) 2017-12-06 2017-12-06 Procede de fabrication additive in situ d'un revetement sur un carter de turbomachine
CA2,988,229 2017-12-06
FR1761727 2017-12-06
PCT/FR2018/053130 WO2019110936A1 (fr) 2017-12-06 2018-12-06 Procédé de fabrication additive in situ d'un revêtement sur un carter de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111542435A CN111542435A (zh) 2020-08-14
CN111542435B true CN111542435B (zh) 2022-06-17

Family

ID=64899381

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201880083855.1A Active CN111542435B (zh) 2017-12-06 2018-12-06 用于在涡轮发动机壳体上原位增材制造涂层的方法

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11554534B2 (zh)
EP (1) EP3720711A1 (zh)
JP (1) JP7250791B2 (zh)
CN (1) CN111542435B (zh)
BR (1) BR112020011357B1 (zh)
CA (1) CA3084429A1 (zh)
WO (1) WO2019110936A1 (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7414387B2 (ja) 2017-08-08 2024-01-16 日立グローバルライフソリューションズ株式会社 電気掃除機の吸込具
US11313243B2 (en) 2018-07-12 2022-04-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Non-continuous abradable coatings
EP3822004A1 (en) 2019-11-14 2021-05-19 Rolls-Royce Corporation Fused filament fabrication of abradable coatings
US11491703B2 (en) * 2020-03-25 2022-11-08 Science Applications International Corporation Printed hollow bodies and systems and methods for printing hollow bodies
FR3123949B1 (fr) * 2021-06-10 2024-05-03 Safran Aircraft Engines Ensemble d’un carter de soufflante d’une turbomachine et d’une entrée d’air, procédé d’utilisation d’un tel ensemble
WO2023203145A1 (en) * 2022-04-22 2023-10-26 Create It Real A/S A method of printing an interior infill using a 3d printer

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2579130B1 (fr) * 1985-03-25 1987-10-09 Aerospatiale Procede et dispositif pour realiser une piece creuse de forme complexe par enroulement filamentaire au contact
JP4028923B2 (ja) * 1997-12-10 2008-01-09 株式会社協立 滑り部材付きターボチャージャ
FR2853914B1 (fr) * 2003-04-17 2005-11-25 Hexcel Fabrics Procede et installation de fabrication d'une preforme de renfort
US8046915B2 (en) * 2007-12-12 2011-11-01 General Electric Company Methods for making composite containment casings
FR2953058B1 (fr) * 2009-11-23 2017-11-03 Aircelle Sa Peau acoustique pour un panneau acoustique d'une nacelle d'aeronef
GB2484350B (en) * 2010-10-08 2013-06-05 Gkn Aerospace Services Ltd Advanced fibre placement lay-up
US20150030803A1 (en) * 2013-07-29 2015-01-29 The Boeing Company Composite Laminates Having Hole Patterns Produced by Controlled Fiber Placement
WO2015069619A1 (en) * 2013-11-05 2015-05-14 President And Fellows Of Harvard College Method of printing a tissue construct with embedded vasculature
WO2015120430A1 (en) * 2014-02-10 2015-08-13 President And Fellows Of Harvard College 3d-printed polishing pad for chemical-mechanical planarization (cmp)
US20160346997A1 (en) * 2014-02-10 2016-12-01 President And Fellows Of Harvard College Three-dimensional (3d) printed composite structure and 3d printable composite ink formulation
CN106068177B (zh) * 2014-03-06 2017-12-19 沙特基础工业全球技术有限公司 增材制造的具有阻燃性的制品、制成方法及测试它们的阻燃性的方法
EP3263909B1 (en) * 2015-02-27 2020-08-19 Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. Method of manufacturing turbocharger
US10307957B2 (en) * 2015-03-10 2019-06-04 Siemens Product Lifecycle Management Software Inc. Apparatus and method for additive manufacturing
AU2016257427A1 (en) * 2015-05-05 2017-11-09 President And Fellows Of Harvard College Tubular tissue construct and a method of printing
WO2017100783A1 (en) * 2015-12-11 2017-06-15 Massachusetts Institute Of Technology Systems, devices, and methods for deposition-based three-dimensional printing
WO2018106707A1 (en) * 2016-12-07 2018-06-14 President And Fellows Of Harvard College Valved nozzle with a compensator and massively parallel 3d printing system
EP3541551A4 (en) * 2016-12-14 2020-07-15 Desktop Metal, Inc. MATERIAL SYSTEMS FOR GENERATIVE PRODUCTION
US20200147873A1 (en) * 2017-04-24 2020-05-14 President And Fellows Of Harvard College Multinozzle printhead with an adaptable profile for 3d-printing
US10801329B2 (en) * 2017-11-17 2020-10-13 General Electric Company Vibration-damping components, gas turbine engine and method of forming such components
GB201811549D0 (en) * 2018-07-13 2018-08-29 Rolls Royce Plc Fan blade containment
US20220306868A1 (en) * 2021-03-25 2022-09-29 The Boeing Company Adhesion promoter compositions to eliminate substrate preparation and methods for the same

Also Published As

Publication number Publication date
JP2021505447A (ja) 2021-02-18
CA3084429A1 (fr) 2019-06-13
JP7250791B2 (ja) 2023-04-03
BR112020011357B1 (pt) 2023-12-19
CN111542435A (zh) 2020-08-14
RU2020121161A3 (zh) 2022-01-10
US20200376743A1 (en) 2020-12-03
WO2019110936A1 (fr) 2019-06-13
US11554534B2 (en) 2023-01-17
RU2020121161A (ru) 2022-01-10
BR112020011357A2 (pt) 2020-11-17
EP3720711A1 (fr) 2020-10-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111542435B (zh) 用于在涡轮发动机壳体上原位增材制造涂层的方法
US11478981B2 (en) Method for manufacturing an ordered network of acoustic channels made of abradable material
JP7271548B2 (ja) 相互接続された音響マイクロチャネルの整列化アレイの製造方法
US11267576B2 (en) Plated polymer nosecone
JP5899264B2 (ja) 成形冷却孔を備えた基材及びその製造方法
CN103534530A (zh) 具有成形冷却孔的基底和制造方法
CN105258159A (zh) 增材制造的表面终饰
EP2987992A2 (en) Composite fan blade
CN109139129B (zh) 间隙控制装置
Yin et al. Aerodynamic and aeroacoustic analysis of installed pusher-propeller aircraft configurations
CN111511540B (zh) 用于涡轮发动机内壁的具有特性梯度的涂层
RU2780516C2 (ru) Способ аддитивного изготовления на месте покрытия на корпусе турбомашины
CN112554968A (zh) 用于燃气涡轮发动机的定子温度控制系统
US20240025110A1 (en) Apparatus and method
FR3074445A1 (fr) Procede de fabrication additive in situ d&#39;un revetement sur un carter de turbomachine
CA2988229A1 (fr) Procede de fabrication additive in situ d&#39;un revetement sur un carter de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant