CN112739530B - 具有一体化加强件的复合材料壳体 - Google Patents

具有一体化加强件的复合材料壳体 Download PDF

Info

Publication number
CN112739530B
CN112739530B CN201980058760.9A CN201980058760A CN112739530B CN 112739530 B CN112739530 B CN 112739530B CN 201980058760 A CN201980058760 A CN 201980058760A CN 112739530 B CN112739530 B CN 112739530B
Authority
CN
China
Prior art keywords
reinforcing element
texture
fiber
turn
shell
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
CN201980058760.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112739530A (zh
Inventor
克莱门特·布洛洛
谢尔盖·多明格斯
文森特·帕斯卡·菲奥雷
弗洛伦特·路易斯·安德烈·罗宁
安瓦尔·西拉吉
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
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN112739530A publication Critical patent/CN112739530A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112739530B publication Critical patent/CN112739530B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/24—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least three directions forming a three dimensional structure
    • 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
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • B29C70/222—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure the structure being shaped to form a three dimensional configuration
    • 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
    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B29C70/865—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding completely encapsulated
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
    • B29B11/00—Making preforms
    • B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
    • B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
    • 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
    • B29L2031/7504—Turbines
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/28—Three-dimensional patterned
    • F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/601—Fabrics
    • F05D2300/6012—Woven fabrics
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6031—Functionally graded composites
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6034—Orientation of fibres, weaving, ply angle
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本发明涉及一种用于制造燃气涡轮机的复合材料壳体(100)的方法，包括：使用三维编织来生产在条带形式的纤维织构(140)，将纤维织构(140)在具有与待制造的壳体的轮廓对应的轮廓的芯轴(200)上卷绕若干叠置匝(141、142、143、144)，以便获得具有与待制造的壳体的形状相对应的形状的纤维预制件(300)，通过基质使纤维预制件(300)致密化。在芯轴(200)上卷绕纤维织构(140)的最后一匝时，在纤维织构的倒数第二匝(143)和最后一匝(144)之间插入至少一个加强元件(150)。加强元件在纤维织构(140)的倒数第二匝(143)的外表面上突出。该加强元件(150)具有欧米伽型形状的轴向截面。

Description

具有一体化加强件的复合材料壳体
背景技术
本发明涉及燃气涡轮机壳体，并且更具体地但不排他地，涉及用于航空发动机的燃气涡轮机风扇壳体。
复合材料壳体的制造开始于以条带形式的纤维织构的生产，纤维织构通过多个经纱线层和多个纬纱线层之间的三维编织制成。如此获得的纤维织构在模具或工具上卷绕若干匝，所述模具或工具具有待生产的壳体的形状，并且该纤维织构保持在模具与形成反模具的区段之间，以获得纤维预制件。
一旦纤维预制件被生产，即在卷绕纤维织构之后，承载纤维预制件的工具被反模具围绕，然后被输送到烤箱或炉，在所述烤箱或炉中，执行通过基质使预制件致密化，基质尤其可通过在纤维预制件中注入和固化树脂而获得。在文件US 8322971中值得注意地描述了制造由具有有机基质的复合材料制成的风扇壳体。
在航空燃气涡轮发动机中，风扇壳体实现若干功能，主要功能是提供被吸入发动机中的碎屑的保持或通过离心抛出的叶片或叶片片段的保持，以避免它们穿过壳体并到达飞行器的其他部分。风扇壳体还必须实现辅助功能，例如特别是：
-在进气口与中间壳体环之间提供机械连续性(作用力和力矩)，
-允许附接管道板(上游和下游的隔音板以及耐磨损的筒)，
-将发动机的多个部件彼此连接，
-等等。
在执行这些功能时，总是寻求减轻壳体的总重量，特别是通过使壳体的某些区域变薄。然而，并非壳体的所有区域都能够变薄，例如保持区域的情况，该保持区域必须更厚以便确保在冲击时保持抛射体。类似地，上游和下游凸缘总体上是厚的，以便提供受到大量的作用力的与发动机的其他部件的接合界面。
因此，位于凸缘和壳体的保持区域之间的结构区域是能够被减薄的唯一结构区域。然而，它们的薄化导致壳体结构的机械阻力的下降，这可能是有问题的，特别是面对壳体的动态行为。具体地，当航空发动机运行时，风扇叶片产生激励风扇壳体的动态应力(加压-减压的旋转袋)。因此，风扇壳体必须具有最小厚度，以便不响应于可能损害发动机的振动激励，例如，在与这些风扇叶片的尾流相交的情况下，当壳体的固有频率中的一个与由叶片尾流产生的激励谐波重叠时，壳体然后进入谐振，这会破坏壳体的结构。
现有技术中存在目的在于避免复合材料壳体中出现不想要的模式的解决方案。在文件WO 2016/146924中特别公开的一种解决方案在于为复合材料壳体配备附加加强件。然而，该方案的实施复杂，特别是对于必须尽可能可靠的加强件的附接而言。
发明内容
本发明的目的是提出一种由复合材料制成的燃气涡轮机壳体，可以增加该燃气涡轮机壳体的刚度，而没有现有技术的解决方案的缺点。
由于用于制造用于燃气涡轮机的复合材料壳体的方法，特别地实现了该目的，该方法包括：
-通过在条带形式的纤维织构的多个经纱线层与多个纬纱线层之间进行三维编织来生产，
-将纤维织构在具有与待制造的壳体的轮廓相对应的轮廓的芯轴上卷绕若干叠置匝，以便获得具有与待制造的壳体的形状相对应形状的纤维预制件，
-通过基质使纤维预制件致密化，
其中，在芯轴上卷绕纤维织构的最后一匝期间，至少一个加强元件插置在纤维织构的倒数第二匝和最后一匝之间，加强元件在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，并且在所述倒数第二匝的整个圆周上延伸，加强元件具有欧米伽型形状的轴向截面，
其特征在于，在覆盖所述至少一个加强元件的区域的水平，存在的纤维织构的最后一匝中的多个经纱线层中的至少一些经纱线的尺寸或特克斯(Tex)小于在纤维织构的其他匝中存在的多个经纱线层中的经纱线的尺寸或特克斯。
因此，通过在用于形成壳体的纤维增强的纤维织构的倒数第二匝和最后卷绕匝之间插入加强元件，复合材料壳体被给予更大的刚度，同时简化和增加壳体的制造的可靠性。具体地，严格地说，在于将一个或更多个加强元件添加到壳体的表面的技术方案在制造复合材料壳体之后产生了额外的操作。此外，将一个或更多个加强元件附接至壳体的表面需要使用附接装置，例如结合和/或螺栓接头，这可以增加壳体的总重量并且必须确保其可靠性，以避免存在于壳体表面上的一个或更多个加强元件的分离。在本发明的情况下，非常可靠地确保了每个加强元件在适当位置的保持，因为元件被最后的卷绕匝覆盖和保持。
此外，在覆盖加强元件的区域的水平处，经纱线在纤维织构的最后一匝中具有较小的尺寸或特克斯，在相关区域的水平上显著减轻了壳体的重量，并且这在没有由于加强元件的存在而引起的任何刚性损失的情况下实现。
根据本发明的方法的特定特征，每个加强元件包括两个侧壁，所述两个侧壁在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，每个侧壁与壳体的轴线形成50°至85°之间的角度。这使得可以具有高度的惯性，并且进一步增加加强效果，同时降低损坏预制件的风险。
根据本发明的方法的另一个具体特征，由多孔结构生产加强元件。多孔结构是有利的，因为它具有低的重量，同时提供在壳体的径向方向上的良好的抗压缩性。
本发明还提出了一种由具有纤维增强的复合材料制成的燃气涡轮机风扇壳体，该纤维增强包括条带形式的纤维织构的多个叠置匝，在多个经纱线层与多个纬纱线层之间具有三维编织，所述纤维增强由基质致密化，至少一个加强元件插置在纤维织构的倒数第二匝和最后一匝之间，加强元件在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，并且在所述倒数第二匝的整个圆周上延伸，加强元件具有欧米伽型形状的轴向截面，
其特征在于，在覆盖所述至少一个加强元件的区域的水平存在的纤维织构的最后一匝中的多个经纱线层中的至少一些经纱线的尺寸或特克斯小于在纤维织构的其他匝中存在的多个经纱线层中的经纱线的尺寸或特克斯。
根据本发明的壳体的特定特征，每个加强元件包括两个侧壁，所述两个侧壁在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，每个侧壁与壳体的轴线形成50°至85°之间的角度。
根据本发明的壳体的另一个具体特征，由多孔结构生产加强元件。
本发明的另一主题是具有根据本发明的风扇壳体的航空燃气涡轮发动机。
附图说明
本发明的其他特征和优点将从参考附图，以非限制性实例的方式给出的本发明的具体实施例的以下描述中变得清楚，其中：
-图1是根据本发明的实施例的配备有由复合材料制成的风扇壳体的航空发动机的透视和局部截面视图，
-图2是沿着图1的壳体的平面II-II的截面视图，
-图3是示出了编织用于形成图1和图2的壳体的纤维增强的纤维织构的织机的示意性透视图，
-图4是示出了旨在形成图1和图2的风扇壳体的增强的纤维织构的卷绕的开始的透视图，
-图5是示出了包括图4的纤维织构和加强元件的同时卷绕的其余部分卷绕的透视图，
-图6是示出了在纤维织构和加强元件完全卷绕之后获得的纤维预制件的透视图，
-图7是示出了图6的纤维预制件的轮廓的截面视图，
-图8是示出了用于使用基质致密图6的纤维增强的工具的示意图，
-图9A和9B分别示出了由根据现有技术的复合材料制成的静止的和处于激励状态的风扇壳体，
-图10A和10B分别示出了由根据本发明的复合材料制成的静止的和处于激励状态的风扇壳体。
具体实施方式
本发明总体上适用于燃气涡轮机的任何有机基质的复合材料壳体。
下面将在应用于航空燃气涡轮发动机的风扇壳体的情况中描述本发明。
如由图1非常示意性地示出的，这种发动机在燃气流动的流动方向上的上游至下游包括布置在发动机的进气口处的风扇1、压气机2、燃烧室3、高压涡轮机4和低压涡轮机5。
发动机容纳在壳体内部，该壳体包括对应于发动机的不同元件的若干部分。由此，风扇1被具有旋转实心形状的风扇壳体100包围。
图2示出了如可以通过根据本发明的方法获得的由复合材料制成的风扇壳体100的轮廓。壳体的内表面101限定进气路径。它可以配备有垂直于风扇叶片顶端轨迹的耐磨损涂层102，以非常示意性的方式部分地示出了一个叶片13。耐磨损涂层因此仅被布置在壳体的长度(在轴向方向上)的一部分上。此外，隔音处理涂层(未示出)可以被布置在内表面101上，尤其在耐磨损涂层102的上游。
壳体100可以在其上游端和下游端配备有外部凸缘104、105，以便允许其组装和连接到其他元件。壳体100在其上游端和下游端之间具有变化的厚度，壳体的过厚部分110具有比相邻的结构部分120和130更大的厚度。过厚部分110在风扇位置的两侧上朝向上游和下游延伸，以形成保持护罩的区域，保持护罩能够保持被吸入发动机进气口中的碎屑、颗粒或物体，或由于风扇叶片的损坏而导致的碎屑、颗粒或物体，以避免它们穿过壳体并损坏飞行器的其他部分。
壳体100由具有由基质致密化的纤维增强的复合材料制成。增强由纤维制成，例如碳、玻璃、芳族聚酰胺或陶瓷，并且基质由聚合物制成，例如环氧化物、双马来酰亚胺或聚酰亚胺、或由碳或陶瓷制成。
纤维增强通过围绕芯轴卷绕由具有变化厚度的三维编织制造的纤维织构而形成，芯轴具有的轮廓对应于待生产的壳体的轮廓。有利地，纤维增强构成壳体100的完整的管状纤维预制件，其形成具有对应于凸缘104、105的增强部件的单个部件。
根据本发明，壳体100的纤维增强由具有三维或多层编织的条带形式的纤维织构的多个叠置层构成，每层对应于纤维织构的一个卷绕匝。在这里描述的实例中，壳体100的纤维增强由纤维织构140的四个叠置层或匝141至144构成，匝141、142、143和144的层分别对应于纤维织构140的第一、第二、第三和第四卷绕匝(在图2中，层141至144被基质致密化)。
此外，加强元件150插在倒数第二匝和最后卷绕匝之间，这里插在层143和层144之间。元件150的宽度l150小于纤维织构140的宽度1140并且界定壳体100的保持区域。加强元件150在对应于纤维织构140的层143的倒数第二匝的外表面143a上突出，加强元件被对应于纤维织构140的层144的第四和最后卷绕匝覆盖。加强元件150在长度L150上延伸，该长度L150对应于倒数第二卷绕匝的周长，即第三层143的长度(图5)。加强元件150具有欧米伽型或Ω型形状的轴向截面。术语“欧米伽型”在此应理解为是指具有欧米伽或Ω形截面的任何元件。
因此，根据本发明，加强元件在其制造过程中被直接结合到壳体的结构中，加强元件被最后的卷绕匝覆盖并且因此与外部环境隔离。因此，通过在用于形成壳体的纤维增强的纤维织构的倒数第二匝和最后卷绕匝之间插入加强元件，复合材料壳体被给予更大的刚度，同时简化和增加壳体的可靠性。具体地，严格地说，复合材料壳体的制造之后，包括在壳体的表面上添加一个或更多个加强元件的技术方案产生额外的操作。此外，将一个或更多个加强元件附接到壳体的表面需要使用附接装置，例如结合和/或螺栓接头，这增加了壳体的总重量，并且必须确保其可靠性以避免存在于壳体表面上的一个或更多个加强元件的分离。在本发明的壳体中，非常可靠地确保了每个加强元件在适当位置的保持，因为该加强元件被最后的卷绕匝覆盖和保持。
加强元件可以采取不同的形式，例如像连续条带或在完成卷绕时端对端添加的多个区段。
加强元件具有欧米伽型形状的轴向截面。在纤维织构的层之间结合单独的加强元件使得可以获得相对于壳体100的轴线X100的非常陡峭的斜坡。在图2中，分别在加强元件150的侧壁151和152与壳体100的轴线X100之间形成的角度β151和β152优选地在50°和85°之间。根据希望赋予壳体的刚度和制造可能性，特别地限定这些角度。总体上，每个加强元件的尺寸(高度、宽度等)和几何形状是根据壳体的加强需要(固有频率)来限定的。
每个加强元件特别地可以用由金属或复合材料(由基质致密化的纤维增强)制成的蜂巢芯(Nida)类型的多孔结构来制造，材料必须与形成如下所述的壳体的复合材料的基质的固化树脂化学地相容。蜂巢类型的多孔结构的有利之处在于，它具有：
-高度柔性，该高度柔性允许它容易地卷绕并且遵循壳体的圆形形状，
-低重量，同时在壳体的径向方向上具有良好的抗压缩性，
-易于机加工，
-相对低的采购成本。
与基质的树脂化学地相容的复合材料多孔结构的一个这样的实例是来自
Figure BDA0002963026400000061
的
Figure BDA0002963026400000062
蜂巢结构。
此外，加强元件优选地具有圆形边缘，例如加强元件150的边缘153和154，以便不会通过例如，剪切纤维织构的纱线或股而损坏纤维织构。为此目的，可以对存在于每个加强元件上的边缘或锐角进行机加工以便给予它们圆形或平滑的形状。
现在将说明用于制造风扇壳体100的方法。
如图3所示，纤维织构140以已知的方式通过借助于提花型织机10编织而生产，在所述提花型织机10上布置有在多个层中的经纱线束或股线20，所述经纱线通过纬纱线或股线30连接。纤维织构是通过三维编织生产的。术语“三维编织”或“3D编织”应理解为意指编织模式，通过该模式，至少一些纬纱线在若干层经纱线上连接经纱线或相反地连接。三维编织的实例是所谓的“互锁”编织。术语“互锁”是指一种编织法，其中经纱线的每个层连接纬纱线的若干层，其中同一经列的所有纱线在编织的平面中具有相同的移动。可以使用其他已知类型的多层编织，如特别是在文件WO 2006/136755中描述的那些。
如图3和图4所示，纤维织构140具有在对应于经纱线或股线20的行进方向的方向X上纵向地延伸，并且在对应于纬纱线或股线30的方向的方向Y上与宽同向地或横向地延伸的条带形状。
特别地，纤维织构可由碳纤维、陶瓷如碳化硅、玻璃或其他芳族聚酰胺制成的纱线编织。
如图4所示，纤维预制件通过沿着由三维编织所产生的纤维织构140的卷绕方向SR，在芯轴200上卷绕而形成，芯轴具有的轮廓对应于待生产的壳体的轮廓。
有利地，纤维预制件构成壳体100的完全管状纤维增强，其形成具有对应于壳体的保持区域的过厚部分的单个部件。
为此目的，芯轴200具有外表面201，该外表面的轮廓对应于待生产的壳体的内表面。通过纤维织构140在芯轴200上卷绕，纤维织构140遵循其轮廓。芯轴200还包括两个凸缘220和230，以形成对应于壳体100的凸缘104和105的纤维预制件的部分。
根据本发明，如图5所示，在纤维织构140的最后匝的卷绕期间，加强元件150以插入纤维织构的倒数第二匝和最后匝之间的方式插入卷绕中。在这里描述的实例中，加强元件以被纤维织构140的最后层144覆盖的方式定位在织构140的第三层143上方。在卷绕结束时，获得纤维预制件300，如图6所示。
图7示出了在将纤维织构140卷绕在芯轴200上的若干层中并且将加强元件150插入在倒数第二层与最后层之间之后获得的纤维预制件300的截面图。层或匝的数是期望厚度和纤维织构厚度的函数。它至少等于2。在这里描述的实例中，预制件300包括纤维织构140的4个层141至144以及插入层143和144之间的加强元件150，其分别对应于卷绕的倒数第二匝和最后匝。
获得的纤维预制件300有加强部分350，该加强部分350通过将加强元件插入层143和144之间形成。纤维预制件300还包括过厚部分310，该过厚部分旨在形成壳体的保持区域或护罩110；厚度的逐渐增加/减少是通过添加/去除一个或更多个经纱线和纬纱线层获得的，如具体在文件EP 1961923中所描述的。纤维预制件300在这里再次包括对应于壳体的凸缘104、105的端部320、330。
接下来是由基质对纤维预制件300的致密化。
纤维预制件的致密化在于由基质的组成材料填充预制件的全部或部分体积中预制件的孔隙。
基质可以根据液体工艺以本身已知的方式获得。
液体工艺包括用含有基质材料的有机前体的液体组合物浸渍预制件。有机前体通常采取聚合物(如树脂)的形式，在适用的情况下在溶剂中稀释。将纤维预制件放置在具有成品模制件的形状的模具中。如图8所示，纤维预制件300在此被放置在形成反向模具的多个区段240与形成支撑件的芯轴200之间，这些元件分别具有待生产的壳体的外部形状和内部形状。接着，将液体基质前体(例如树脂)注入整个凹陷中以浸渍预制件的整个纤维部分。在这种情况下，充气材料优选地是树脂不可渗透的，以避免最终部件重量下降。在泡沫的情况下，这具有封闭的孔或微珠。在多孔结构的情况下，该结构的壁对于树脂是不可渗透的。
前体转化成有机基质，即其固化，通过热处理完成，通常通过加热模具，在消除任何溶剂和固化聚合物之后，预制件总是保持在模具中，具有的形状对应于待生产的部件的形状。有机基质可以特别地从环氧树脂，例如像商业高性能环氧树脂、或碳或陶瓷液体基质前体获得。
在形成碳或陶瓷基质的情况下，热处理在于热解有机前体以根据所使用的前体和热解条件将有机基质转化成碳或陶瓷基质。举例而言，液体碳前体可以是具有相对高水平的焦炭的树脂，如酚醛树脂，而陶瓷液体前体，特别是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。可以进行从浸渍到热处理的几个连续循环以达到所希望的致密化程度。
根据本发明的一个方面，纤维预制件的致密化可通过公知的RTM(树脂传递模塑)方法进行。根据RTM工艺，将纤维预制件放置在具有待生产的壳体的形状的模具中。热固性树脂被注入到在芯轴200和反模240之间界定的内部空间中。压力梯度通常设置在树脂的注入部位与其排放孔口之间的该内部空间中，以便控制和优化树脂对预制件的浸渍。
所使用的树脂例如可以是环氧树脂。适用于RTM工艺的树脂是众所周知的。它们优选具有低粘度以促进它们注入纤维中。根据部件必须经受的热机械应力来确定树脂的温度类别和/或化学性质的选择。一旦将树脂注入整个增强件中，根据RTM工艺通过热处理使其固化。
在注入和固化之后，将部件从模具中移除。最后，对部件进行修边以去除过量的树脂，并且使用这些倒角来获得图1和图2中展示的壳体100。
在这里描述的实例中，壳体100包括位于过厚部分110和下游凸缘105之间的单个加强元件150。在另一示例性实施方式中，根据本发明的壳体可包括位于上游凸缘104和超厚部分110之间的加强元件。仍在示例性实施方式中，根据本发明的壳体可包括位于上游凸缘104和超厚部分110之间的第一加强元件和位于超厚部分110和下游凸缘105之间的第二加强元件。
由于由结合到壳体的纤维增强中的一个或更多个加强元件提供的刚度的增加，至少在位于一个或更多个加强元件上方的区域的水平处，即覆盖一个或更多个加强元件的纤维织构的最后匝的部分，可以减小纤维织构的最后一层或最后匝中的经纱线或股线的尺寸或特克斯。在图2中，在区域ZR的水平上存在于纤维织构140的第四和最后一层144中的经纱线或股线可具有的尺寸或特克斯小于存在于纤维织构的其他匝中的多个经纱线层中的经纱线的尺寸或特克斯。为此目的，可以使用具有变化的特克斯的经纱线或股线，即由可分离的单纱线的组合形成的纱线或股线，每根纱线具有确定的特克斯，例如文献EP 2791406中特别描述的那些。在这种情况下，当经纱线进入最后的卷绕匝时，可通过在相关区域的水平处移除变化的特克斯纱线中的一个或更多个单纱线来减少经纱线的尺寸或特克斯。通过举例，有可能在覆盖一个或更多个加强元件的一个或更多个区域的水平上，在最后的卷绕匝中具有12K(12000根纤维)特克斯的经纱线，而其他卷绕匝中的经纱线具有24K(24000根纤维)特克斯。这使得可以在相关区域中将重量减小2倍，同时由于加强元件而提供刚度的增加。
图9A和9B示出了现有技术的复合材料风扇壳体400，即，不将任何加强元件结合到壳体的纤维增强中。图9A示出了静止的壳体400，而图9B示出了壳体400的变形，通过运行中风扇叶片的动态应力引起的壳体的激励期间的计算来模拟该变形。风扇壳体400具有重量M400和固有频率F400。
图10A和10B示出了根据本发明的复合材料风扇壳体500，即，将加强元件550结合到壳体的纤维增强中。图10A示出了静止的壳体500，而图10B示出了壳体500的变形，通过运行中风扇叶片的动态应力引起的壳体的激励期间的计算来模拟该变形。由于结合了加强元件550，风扇壳体500的重量M500小于壳体400的重量M400，加强元件550用于在结合加强件550的区域的水平处使壳体变薄，例如，如前所述，在该区域中减小经纱线的尺寸或特克斯，并且将多孔结构用于加强元件。变形模拟的计算示出壳体500具有的固有频率F500高于现有技术的壳体400的固有频率F400。因此，通过将至少一个加强元件结合到根据本发明的壳体的纤维增强中，可以减小复合材料壳体的总重量，同时增加其固有频率，这表明由加强元件提供的刚度的增加。

Claims (7)

1.一种用于制造燃气涡轮机的复合材料壳体的方法，包括：
-通过在条带形式的纤维织构的多个经纱线层与多个纬纱线层之间进行三维编织来生产，
-将纤维织构在具有与待制造的壳体的轮廓对应的轮廓的芯轴上卷绕若干叠置匝，以便获得具有与待制造的壳体的形状对应的形状的纤维预制件，
-通过基质使纤维预制件致密化，
其中，在芯轴上卷绕纤维织构的最后一匝期间，在纤维织构的倒数第二匝和最后一匝之间插入至少一个加强元件，加强元件在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，并且在所述倒数第二匝的整个圆周上延伸，加强元件具有欧米伽型形状的轴向截面，
其特征在于，在覆盖所述至少一个加强元件的区域的水平存在的纤维织构的最后一匝中的多个经纱线层中的至少一些经纱线的尺寸或特克斯小于纤维织构的其他匝中存在的多个经纱线层中的经纱线的尺寸或特克斯。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，每个加强元件包括两个侧壁，所述两个侧壁在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，每个侧壁与壳体的轴线形成50°至85°之间的角度。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，由多孔结构生产加强元件。
4.一种燃气涡轮机风扇壳体，其由具有纤维增强的复合材料制成，所述纤维增强包括条带形式的纤维织构的多个叠置匝，在多个经纱线层与多个纬纱线层之间具有三维编织，通过基质致密化所述纤维增强，至少一个加强元件插置在纤维织构的倒数第二匝和最后一匝之间，加强元件在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，并且在所述倒数第二匝的整个圆周上延伸，加强元件具有欧米伽型形状的轴向截面，
其特征在于，在覆盖所述至少一个加强元件的区域的水平存在的纤维织构的最后一匝中的多个经纱线层中的至少一些经纱线的尺寸或特克斯小于纤维织构的其他匝中存在的多个经纱线层中的经纱线的尺寸或特克斯。
5.根据权利要求4所述的壳体，其中，每个加强元件包括两个侧壁，所述两个侧壁在纤维织构的倒数第二匝的外表面上突出，每个侧壁与壳体的轴线形成50°至85°之间的角度。
6.根据权利要求4或5所述的壳体，其中由多孔结构生产加强元件。
7.一种航空燃气涡轮发动机，其具有根据权利要求4所述的风扇壳体。
CN201980058760.9A 2018-09-05 2019-09-03 具有一体化加强件的复合材料壳体 Active CN112739530B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1857963A FR3085299B1 (fr) 2018-09-05 2018-09-05 Carter en materiau composite avec raidisseur integre
FR1857963 2018-09-05
PCT/FR2019/052031 WO2020049254A1 (fr) 2018-09-05 2019-09-03 Carter en materiau composite avec raidisseur integre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112739530A CN112739530A (zh) 2021-04-30
CN112739530B true CN112739530B (zh) 2022-09-23

Family

ID=65201285

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201980058760.9A Active CN112739530B (zh) 2018-09-05 2019-09-03 具有一体化加强件的复合材料壳体

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11891910B2 (zh)
EP (1) EP3847006B1 (zh)
CN (1) CN112739530B (zh)
FR (1) FR3085299B1 (zh)
WO (1) WO2020049254A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3120878B1 (fr) 2021-03-17 2023-03-31 Safran Procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine en matériau composite comportant une zone de rigidification

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013007937A2 (fr) * 2011-07-13 2013-01-17 Snecma Procede de fabrication d'un carter de soufflante de turbomachine muni de revetement acoustique.
CN103620165A (zh) * 2011-05-27 2014-03-05 斯奈克玛 涡轮机组风扇壳体
CN108430746A (zh) * 2015-12-22 2018-08-21 赛峰飞机发动机公司 由复合材料制成的轻质壳体以及其制造方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US8475895B2 (en) * 2006-11-21 2013-07-02 General Electric Company Articles comprising composite structures having mounting flanges
FR2913053B1 (fr) 2007-02-23 2009-05-22 Snecma Sa Procede de fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite et carter ainsi obtenu
US8757958B2 (en) * 2009-08-31 2014-06-24 United Technologies Corporation Composite fan containment case
CN102762850B (zh) * 2010-01-14 2015-04-08 耐普迪考股份有限公司 风力涡轮机转子叶片部件及其制造方法
US8499450B2 (en) * 2010-01-26 2013-08-06 United Technologies Corporation Three-dimensionally woven composite blade with spanwise weft yarns
FR2966508B1 (fr) * 2010-10-22 2015-04-03 Snecma Carter de soufflante de moteur aeronautique en materiau composite et procede pour sa fabrication
FR2983428B1 (fr) * 2011-12-01 2014-01-17 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite a plates-formes integrees
BR112014014488B1 (pt) 2011-12-14 2021-07-27 Snecma Estrutura de fibra para reforçar uma peça de material compósito, peça de material compósito e método de fabricação de uma estrutura de fibra para reforçar uma peça de material compósito
FR3031469B1 (fr) * 2015-01-14 2017-09-22 Snecma Carter en materiau composite a matrice organique auto-raidi
FR3033839B1 (fr) 2015-03-16 2018-09-28 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbomachine d'aeronef comprenant un carter de soufflante equipe d'un revetement acoustique integrant un raidisseur de carter de soufflante
FR3035675B1 (fr) * 2015-04-29 2017-05-12 Snecma Aube munie de plateformes comportant des inserts
FR3045456B1 (fr) * 2015-12-22 2020-10-23 Snecma Carter allege en materiau composite et son procede de fabrication
FR3045448B1 (fr) * 2015-12-22 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Carter allege en materiau composite et son procede de fabrication
FR3074088B1 (fr) * 2017-11-30 2021-02-12 Safran Aircraft Engines Carter en materiau composite renforce et son procede de fabrication
US11078839B2 (en) * 2018-01-22 2021-08-03 Rolls-Royce Corporation Composite nosecone

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103620165A (zh) * 2011-05-27 2014-03-05 斯奈克玛 涡轮机组风扇壳体
WO2013007937A2 (fr) * 2011-07-13 2013-01-17 Snecma Procede de fabrication d'un carter de soufflante de turbomachine muni de revetement acoustique.
CN108430746A (zh) * 2015-12-22 2018-08-21 赛峰飞机发动机公司 由复合材料制成的轻质壳体以及其制造方法

Also Published As

Publication number Publication date
US11891910B2 (en) 2024-02-06
FR3085299B1 (fr) 2021-04-16
WO2020049254A1 (fr) 2020-03-12
FR3085299A1 (fr) 2020-03-06
EP3847006B1 (fr) 2022-08-24
US20210340881A1 (en) 2021-11-04
EP3847006A1 (fr) 2021-07-14
CN112739530A (zh) 2021-04-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11306608B2 (en) Self-stiffened casing consisting of a composite material with an organic matrix
US11181011B2 (en) Lighter-weight casing made of composite material and method of manufacturing same
US8322971B2 (en) Method of manufacturing a gas turbine casing out of composite material, and a casing as obtained thereby
US20140212273A1 (en) Turbine engine fan casing and an assembly formed by such a casing and acoustic panels
US11491743B2 (en) Casing of reinforced composite material, and a method of fabricating it
CN109458362B (zh) 加强形状的复合材料壳体
CN111051585B (zh) 用于形成壳体预制件的编织纤维结构
JP2011527400A (ja) ３ｄ複合ブロワ用静翼
CN107548428B (zh) 包括带有加固件的平台的叶片
CN112601849B (zh) 用于由复合材料制备的抗冲击性提高的壳体的纤维织构
US20220145775A1 (en) Repairing or resuming production of a component made of composite material
CN112739530B (zh) 具有一体化加强件的复合材料壳体
CN112513352B (zh) 用于由复合材料制备的抗剪强度提高的壳体的纤维织构
US10960613B2 (en) Fiber texture for fabricating an aeroengine casing
CN113302030A (zh) 用于叶片间平台的具有一体式编织纤维增强件的预成型件
CN113365802B (zh) 具有局部厚度变化的复合材料制成的壳体
US20230191721A1 (en) Fibrous texture for a casing made of composite material with hybrid warp strands

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