CN113631359B - 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产 - Google Patents

修复或恢复由复合材料制成的部件的生产 Download PDF

Info

Publication number
CN113631359B
CN113631359B CN202080024415.6A CN202080024415A CN113631359B CN 113631359 B CN113631359 B CN 113631359B CN 202080024415 A CN202080024415 A CN 202080024415A CN 113631359 B CN113631359 B CN 113631359B
Authority
CN
China
Prior art keywords
hollowed
filler
component
out portion
fiber reinforcement
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
CN202080024415.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113631359A (zh
Inventor
B·J·G·达布莱恩
Y·D·S·马沙尔
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 SA
Original Assignee
Safran SA
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 SA filed Critical Safran SA
Priority to CN202311164404.XA priority Critical patent/CN117183413A/zh
Publication of CN113631359A publication Critical patent/CN113631359A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113631359B publication Critical patent/CN113631359B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
    • B29C73/14—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using elements composed of two parts joined together after having been placed one on each side of the article
    • 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
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • 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
    • B29C70/68—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
    • 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
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
    • B29C73/10—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using patches sealing on the surface of the article
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/71—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents
    • C04B35/78—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents containing non-metallic materials
    • C04B35/80—Fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B37/00—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating
    • C04B37/008—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating by means of an interlayer consisting of an organic adhesive, e.g. phenol resin or pitch
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • 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
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/48—Organic compounds becoming part of a ceramic after heat treatment, e.g. carbonising phenol resins
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/48—Organic compounds becoming part of a ceramic after heat treatment, e.g. carbonising phenol resins
    • C04B2235/483—Si-containing organic compounds, e.g. silicone resins, (poly)silanes, (poly)siloxanes or (poly)silazanes
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5252—Fibers having a specific pre-form
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/60—Aspects relating to the preparation, properties or mechanical treatment of green bodies or pre-forms
    • C04B2235/616—Liquid infiltration of green bodies or pre-forms
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/70—Aspects relating to sintered or melt-casted ceramic products
    • C04B2235/94—Products characterised by their shape
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
    • C04B2237/30—Composition of layers of ceramic laminates or of ceramic or metallic articles to be joined by heating, e.g. Si substrates
    • C04B2237/32—Ceramic
    • C04B2237/38—Fiber or whisker 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet 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
    • 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
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种由复合材料制成的燃气涡轮部件(10)，该部件包括在多根经线和多根纬线之间展现三维编织的纤维增强件，纤维增强件由基质致密化。在轴向方向上，致密化的纤维增强件在下游端和上游端之间延伸宽度，而在径向方向上，该致密化的纤维增强件在内表面(11)和外表面(12)之间延伸厚度。由基质致密化的纤维增强件包括在纤维增强件的整个厚度上延伸的凹入部分。由复合材料制成的填充件(50)存在于由凹入部分限定的部件的自由体积中，该填充件(50)包括展现三维编织的纤维预制件，纤维预制件由基质致密化。

Description

修复或恢复由复合材料制成的部件的生产
技术领域
本发明涉及由复合材料制成的燃气涡轮部件，并且更具体地但非排它地涉及用于飞行器发动机的燃气涡轮壳体、比如风扇壳体。
背景技术
在飞行器的燃气涡轮发动机中，风扇壳体满足了若干功能。除此之外，风扇壳体限定了发动机的空气入口，可选地支承与风扇叶片末端相对的耐磨材料和/或用于在发动机的空气入口处进行声学处理的声波吸收结构，并且合并或支承保持屏蔽件。
先前由金属材料制成的壳体、比如风扇壳体，现在由复合材料制成，即由通过有机基质致密化的纤维预制件制成，这使得当部件由金属材料制成时，能够制造总质量低于这些相同部件的部件，同时，如果不优于也至少具有同等质量的机械强度。在文献US 8,322,971中特别描述了复合材料风扇壳体的制造。
虽然使用复合材料壳体可以减少发动机的总质量，但其在损坏情况下的维修或外壳复合材料中不符合要求的区域的局部返工可能是个问题。实际上，现有解决方案、比如文件US 2007/0095457中所描述的解决方案，包括了将预浸渍的纤维补片结合到复合材料部件的损坏区域或待返工区域，该补片可能由一个或多个纤维层组成。然而，这种类型的解决方案存在已结合的补片剥离的风险。因此，有必要在补片和复合材料部件之间形成附加的机械连接，例如使用螺栓型构件。添加这种连接会增加部件的质量并影响部件的初始复合材料结构(在复合材料部件中创建通道以插入连接构件)。在修复或返工其它燃气涡轮复合材料部件时也会出现该问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种修复或返工燃气涡轮复合材料部件、例如壳体的解决方案，而没有现有技术的缺点。
该目的借助由复合材料制成的燃气涡轮部件实现，该部件包括在多根经线和多根纬线之间具有三维编织的纤维增强件，所述纤维增强件由基质致密化，在轴向方向上，所述致密化的纤维增强件在下游端和上游端之间延伸宽度，在径向方向上，所述致密化的纤维增强件在内表面和外表面之间延伸厚度，其特点在于，由基质致密化的纤维增强件包括至少一个挖空部分，该挖空部分延伸穿过纤维增强件的整个厚度，并且其中复合材料填充件存在于由至少一个挖空部分界定的部件的自由体积中，该填充件包括具有三维编织的纤维预制件，该纤维预制件由基质致密化。
通过使用包括有三维编织的纤维预制件的填充件，可能进行具有高抗分层性的修复或返工。因此，在部件上修复损坏区域或返工不合格区域是特别有力的，同时对部件的整体质量的影响非常有限。
根据本发明部件的第一个特征，每个挖空部分包括至少两个相对边缘，每个相对边缘包括第一斜面和第二斜面，复合材料填充件包括第一部分和第二部分，该第一部分具有与限定在相对边缘的第一斜面之间的挖空部分的一部分体积互补的几何形状，该第二部分具有与限定在相对边缘的第二斜面之间的挖空部分的另一部分体积互补的几何形状。通过这种方式，优化了挖空部分中填充件的集成度和机械强度。
根据本发明部件的第二个特征，包括第一斜面和第二斜面的每个相对边缘在对应于部件在挖空部分处的厚度的至少十倍的长度上延伸。这优化了机械载荷向填充件和部件的复合材料结构之间的结合界面的传递。
根据本发明部件的第三个特征，填充件的第一部分和第二部分通过编织结合在一起。这进一步增强了填充件的机械强度。
根据本发明部件的第四个特征，填充件还包括至少一个紧固构件，该紧固构件延伸到所述填充件中。因此，如有必要，可以在不影响部件的复合结构的情况下提高填充件的强度，因为(一个或多个)紧固构件完全集成到填充件中。
本发明的另一主题是一种飞行器的燃气涡轮发动机，该发动机具有根据本发明的部件、例如风扇壳体，并且飞行器包括一个或多个这些飞行器发动机。
本发明的另一主题是一种用于修复具有旋转形状的燃气涡轮的复合材料部件的工艺，该部件包括在多根经线和多根纬线之间具有三维编织的纤维增强件，所述纤维增强件由基质致密化，在轴向方向上，该致密化的纤维增强件在下游端和上游端之间延伸宽度，在径向方向上，该致密化的纤维增强件在内表面和外表面之间延伸厚度，其特点在于，该工艺包括：
-识别出部件中的至少一个损坏区域，
-通过去除在损坏区域处的复合材料来制造挖空部分，从而形成延伸穿过纤维增强件的整个厚度的挖空部分，
-三维编织填充件的纤维预制件，
-将填充件的纤维预制件放置在由挖空部分界定的部件的自由体积中，
-在将填充件的纤维预制件放置在挖空部分中之前或之后，用基质树脂前体浸渍所述预制件，
-将树脂聚合到基质中，以获得包括3D编织的纤维预制件的复合材料填充件，所述填充件占据了由挖空部限定的体积。
根据本发明的修复工艺的第一个特征，挖空部分的制作包括形成至少两个相对边缘，每个相对边缘包括第一斜面和第二斜面，填充件纤维预制件包括第一部分和第二部分，该第一部分具有与限定在相对边缘的第一斜面之间的挖空部分的一部分体积互补的几何形状，该第二部分具有与限定在相对边缘的第二斜面之间的挖空部分的另一部分体积互补的几何形状。
根据本发明的修复工艺的第二个特征，包括第一斜面和第二斜面的每个相对边缘在对应于部件在挖空部分处的厚度的至少十倍的长度上延伸。
根据本发明的修复工艺的第三个特征，填充件纤维预制件的第一部分和第二部分通过编织结合在一起。
根据本发明的修复工艺的第四个特征，该工艺还包括将至少一个紧固构件集成到填充件中。
本发明还涉及一种用于制造燃气涡轮的复合材料部件的工艺，该工艺包括通过三维编织将条带形式的纤维纹理编织成单件、纹理通过缠绕在支承工具上而成形以形成部件的纤维增强件、以及由基质致密化纤维增强件，在轴向方向上，该致密纤维增强件在下游端和上游端之间延伸宽度，在径向方向上，该致密纤维增强件在内表面和外表面之间延伸厚度，其特征在于，该工艺包括：
-识别出部件中的至少一个不合格区域，
-通过去除不合格区域的复合材料来制造挖空部分，从而形成延伸穿过纤维增强件的整个厚度的挖空部分，
-三维编织填充件的纤维预制件，
-将填充件纤维预制件放置在由挖空部分界定的部件的自由体积中，
-在将填充件纤维预制件放置于挖空部分之前或之后，用基质树脂前体浸渍所述预制件，
-将树脂聚合到基质中，以获得包含3D编织的纤维预制件的复合材料填充件，所述填充件占据了由挖空部分限定的体积。
根据本发明的制造工艺的第一特征，挖空部分的制作包括形成至少两个相对边缘，每个相对边缘包括第一斜面和第二斜面，填充件纤维预制件包括第一部分和第二部分，该第一部分具有与限定在相对边缘的第一斜面之间的挖空部分的一部分体积互补的几何形状，该第二部分具有与限定在相对边缘的第二斜面之间的挖空部分的另一部分体积互补的几何形状。
根据本发明的制造工艺的第二特征，包括第一斜面和第二斜面的每个相对边缘在对应于部件在挖空部分处的厚度的至少十倍的长度上延伸。
附图说明
[图1]图1是包括有风扇外壳的飞行器发动机的立体图，
[图2]图2是图1中发动机的风扇壳体的轴向横截面的半视图，
[图3]图3是图1中的风扇壳体的局部立体图，示出了在根据本发明实施例的风扇壳体中创建的挖空部分，
[图4]图4是图3所示的挖空部分沿截面平面IV的径向剖视图，
[图5]图5是图3所示的挖空部分的径向剖视图，示出了填充件的纤维预制件在挖空部分中的放置，
[图6]图6示意性地示出了用于制造填充件的纤维预制件部件的三维互锁编织，
[图7]图7是径向剖视图，示出了在图3所示的挖空部分中存在的填充件，
[图8]图8是径向剖视图，示出了在图3所示的挖空部分中存在的填充件，该填充件具有紧固构件，
[图9]示意性地示出了用于在单件中制作填充件的纤维预制件的三维互锁编织。
具体实施方式
本发明通常适用于任何燃气涡轮的有机基质复合部件。
下文将结合本发明对飞行器的燃气涡轮发动机的风扇壳体的应用来描述本发明。
比如在图1中非常示意性地示出的这种发动机，在气流流动方向上从上游到下游包括布置在发动机入口处的风扇1、压缩机2、燃烧室3、高压涡轮4以及低压涡轮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。例如，风扇1由具有旋转形状的风扇壳体10围绕。
图2示出了风扇壳体10的轮廓(在轴向部段上)，其在此由有机基质复合材料制成，即由诸如碳、玻璃、芳纶或陶瓷等纤维增强件制成，由诸如环氧化物、双马来酰亚胺或聚酰亚胺等聚合物基质致密化。纤维增强件由条带形的纤维纹理制成，该纤维纹理在单件中通过三维编织获得，该纹理通过缠绕在支承工具上而成形。如此形成的纤维增强件然后由基质致密化。在文献US 8,322,971中特别描述了这种壳体的制造。壳体的内表面11限定了发动机的空气入口管道。
由复合材料(由基质致密化的纤维增强件)制成的壳体10具有旋转形状，并且在轴向方向DA上，该壳体在下游端17和上游端18之间延伸宽度，而在径向方向DR上，该壳体则在内表面11和外表面12之间延伸厚度。壳体10可以在其上游端和下游端处设置外部凸缘14、15，以允许其安装并连接到其它元件。在其上游端17和下游端18之间，壳体10具有可变的厚度，且壳体的一部分16通过逐渐连接到端部而具有比端部更大的厚度。该部分16在风扇位置的上游和下游的任一侧上延伸以形成保持区域，该保持区域能够保持在发动机入口处摄入的或因风扇叶片损坏而被风扇旋转径向抛出的碎屑、颗粒或物体，从而防止它们穿过壳体并损坏飞行器的其它部件。
在图1中，壳体10具有诸如由抛到壳体的内表面11上的叶片碎屑造成的损坏区域20。根据本发明的修复工艺，在损坏区域20处对壳体进行机加工以去除受影响的复合材料。在壳体的给定表面上进行复合材料的去除，该给定表面至少覆盖了识别为损坏的区域并穿过壳体的整个厚度。如图3和图4所示，获得了同时通至壳体10的内表面11和外表面12的挖空部分30。在此处描述的示例中，并根据本发明的特定特征，挖空部分的边缘31、32、33和34各自包括相应的第一斜面和第二斜面，比如边缘31和边缘33的第一斜面分别是如图4中所示的斜面310和斜面330，比如边缘31和边缘33的第二斜面分别是如图4中所示的斜面311和斜面331。挖空部分30限定了材料35的自由体积，该自由体积将被如下所述的填充件占据。
仍然根据本发明的修复工艺，待放置在由挖空部分30界定的体积内的填充件的纤维预制件是通过三维编织制成的。在此处描述的示例中，并如图5所示，填充件的纤维预制件40由第一部分41和第二部分42组成。
填充件的纤维预制件的三维编织可以用具有多层经线和纬线的互锁编织来完成。图6示出了填充件的纤维预制件40的第一部分41的互锁编织示例。在图6中，纬线在横截面中。三维互锁编织是具有相同路径的每根经线都与多层纬线互锁的编织。通过增加/去除一层或多层经线和纬线可以实现厚度的逐步增加/减少。填充件的纤维预制件40的第二部分42可采用相同的编织图案制成。
可以考虑其它三维编织图案，比如带有多缎纹(multi-satin)或多支(multi-ply)编织的多层编织。在文献US 2010/0144227中描述了这种类型的编织。
填充件的纤维预制件优选地由与用于制造壳体的纤维增强件的纤维有相同性质的纤维编织而成。
一旦生产了填充件的纤维预制件40，就将其放置在由挖空部分30界定的自由体积35中。
纤维预制件40的第一部分41和第二部分42各自具有与自由体积35待填充的部分相适应的几何形状。更具体地，在此处描述的示例中，并如图5所示，第一部分41具有与限定在相对边缘的第一斜面(图5所示的边缘31和33的第一斜面310和330)之间的挖空部分的一部分自由体积35互补的几何形状，而第二部分42具有与限定在相对边缘的第二斜面(图5所示的边缘31和边缘33的第二斜面311和331)之间的挖空部分30的另一部分自由体积35互补的几何形状。包括第一斜面和第二斜面的每个相对边缘在对应于壳体在挖空部分处的厚度的至少十倍的长度上延伸。例如，如图4和图5中所示，边缘31和33各自的延伸长度分别为L31和L33，该长度至少是壳体10在挖空部分30处的厚度E10值的十倍。这优化了机械载荷向填充件和壳体的复合材料结构之间的结合界面的传递。
填充件的纤维预制件40浸渍有基质前体树脂。预制件40的浸渍可在将填充件的纤维预制件40放置入挖空部分30之前或之后执行。优选地选择对应于基质前体的树脂，该基质前体与用于致密化壳体纤维增强件的基质有相同的性质。
然后，例如通过热处理而将树脂转化为基质，以获得如图7所示的复合材料填充件50，该复合材料填充件50包括由基质致密化的3D编织的纤维预制件，填充件50占据了由挖空部分限定的自由体积。复合材料填充件50包括第一部分51和第二部分52，该第一部分51具有与限定在相对边缘31和33的第一斜面310和330之间的挖空部分的一部分体积互补的几何形状，而该第二部分52则具有与限定在相对边缘31和32的第二斜面311和331之间的挖空部分的另一部分体积互补的几何形状。将填充件50完全地集成到壳体结构中。树脂转化为基质后，填充件允许附着到壳体的复合材料与其接触的部分，在这种情况下，该部分就是挖空部分的每个边缘的第一斜面和第二斜面。结合剂可以进一步沉积在填充件和挖空部分各边缘之间的结合界面上以加强结合界面。
根据本发明的特定特征，可以通过将一个或多个紧固构件集成到填充件中来增强部件的机械强度，例如，图8所示的部件60，其包括穿过填充件50的螺钉61以及与螺钉61的自由端协配的拉紧螺母62。(一个或多个)紧固构件对壳体的结构没有影响，因为它们不与壳体接触而仅与填充件接触。
根据本发明的另一个特定特征，填充件的纤维预制件的第一部分和第二部分可通过编织结合在一起。
图9示出了填充件的纤维预制件70的互锁编织示例，其中第一部分71和第二部分72通过编织结合在一起。在图9中，纬线在横截面中。在这种情况下，纤维预制件70的可变形性用于将其插入由挖空部分限定的自由体积中。
本发明还适用于复合材料壳体的返工。
用已知的方式，复合材料壳体的生产从形成条带形式的纤维纹理开始，该纤维纹理是通过三维编织获得的，例如“互锁”编织或根据文件US2010/0144227中所描述的编织之一进行的编织。纤维结构可以由碳纤维线、比如为碳化硅的陶瓷线、玻璃线或芳纶线编织而成。
通过将纤维编织缠绕在心轴上形成壳体的纤维增强件，该心轴具有与待制造壳体的轮廓相对应的轮廓。纤维增强件构成了壳体的完整管状的纤维预制件，形成了一个单件。为此，心轴具有外表面，其轮廓对应于待生产的壳体的内表面，而形成纤维预制件的各部件的两个凸缘则对应于壳体的凸缘。
然后纤维增强件由基质致密化。纤维增强件的致密化包括，在其全部或部分的体积中，用构成基质的材料填充增强体的孔隙。该基质可以根据液体工艺以本身已知的方式获得。
液体工艺涉及用含有基质材料的有机前体的液体组合物浸渍纤维增强件。有机前体通常以聚合物形式，比如树脂，可选地在溶剂中稀释。将纤维增强件放置在可密封模具中，该可密封模具具有最终模制部件形状的壳体。然后，将比如是树脂的液体基质前体注入整个壳体，以浸渍增强件的整个纤维部分。
前体向有机基质的转化、即它的聚合作用是通过热处理进行的，通常是通过加热模具，在去除可能的溶剂并交联聚合物后，增强件始终维持在模具中，该模具具有与待生产组件的形状相对应的形状。该有机基质可以特别地由诸如为出售的高性能环氧树脂的环氧树脂获得，或者由碳或陶瓷基质的液体前体获得。
在形成碳或陶瓷基质的情况下，热处理涉及热解有机前体以将有机基质转化为碳或陶瓷基质，这取决于所使用的前体和热解条件。举例来说，液态碳前体可以是具有相对高焦炭含量的树脂、比如酚醛树脂，而液态陶瓷前体、特别是碳化硅(SiC)，可以是聚碳硅烷(PCS)或含钛聚碳硅烷(PTCS)或聚硅氮烷(PSZ)树脂。可以执行从浸渍到热处理的若干连续的循环，从而达到期望的致密化程度。
纤维增强件的致密化可以通过众所周知的树脂传递模制(RTM)工艺进行。根据RTM工艺，将纤维增强件放置在具有待生产壳体形状的模具中。将热固性树脂注入刚性材料部分和模具之间的内部空间，其包括纤维增强件。为了控制并优化树脂对增强件的浸渍，该内部空间中通常在树脂注入位置和树脂排放开口之间建立压力梯度。
所使用的树脂可以是例如环氧树脂。适用于RTM工艺的树脂是众所周知的。它们优选地具有低粘度，以便于它们注入纤维中。树脂的温度等级和/或化学性质的选择是根据部件必须承受的热机械应力来决定的。一旦树脂被注入到整个增强件中，就会根据RTM工艺通过热处理进行聚合。
在注入并聚合之后，将部件脱模。最后，修整该部件以去除多余的树脂，并对倒角进行机加工以获得如图1和图2中所示的壳体10之类的复合材料壳体。
在该制造过程结束时，壳体可能有缺陷，例如一个或多个“干的”区域，对应于纤维增强件中没有基质或不包含足够基质的壳体各部分。在这种情况下，在制造壳体之后，对其进行检查，以检测其中的一个或多个不合格区域。如果是这种情况，根据本发明的复合材料壳体的制造工艺还包括以下步骤：
-通过去除不合格区域处的复合材料而制造挖空部分，从而形成延伸穿过纤维增强件的整个厚度的挖空部分，
-三维编织填充件的纤维预制件，
-将填充件的纤维预制件放置在壳体的由挖空部分界定的自由体积中，
-在将填充件的纤维预制件放置于挖空部之前或之后，用基质树脂前体浸渍所述预制件，
-将树脂转化为基质以获得复合材料填充件，该复合材料填料件包括3D编织的纤维预制件，所述填充件占据了由挖空部分限定的体积。
复合材料的去除在壳体的给定表面上进行，该给定表面至少覆盖了壳体的不合格区域和壳体的整个厚度。因此获得了开通至壳体的内表面和外表面的挖空部分，比如图3和图4所示的挖空部分30，其边缘分别具有第一斜面和第二斜面。如下文所述，挖空部分界定了材料的旨在被填充件占据的自由体积。
填充件的纤维预制件通过三维编织获得，并且可由两个不同的部分(例如图5所示的填充件的纤维预制件40的第一部分41和第二部分42)或者两个编织在一起的部分(例如图9所示的填充件的纤维预制件70的第一部分71和第二部分72)形成。
填充件的纤维预制件优选地由与用于制造壳体的纤维增强件的纤维有相同性质的纤维编织而成。填充件的纤维预制件的第一部分和第二部分各自具有的几何形状与自由体积的如上所述待填充的挖空部分锁限定的部分相适应。
一旦生产了填充件的纤维预制件，就将其放置在由挖空部分界定的自由体积中。
用基质前体树脂浸渍填充件的纤维预制件。预制件的浸渍可在将填充件的纤维预制件放置于挖空部分之前或之后进行。优选地选择对应于基质前体的树脂，该基质前体与用于致密化壳体纤维增强件的基质有相同的性质。
然后将树脂转化为基质，例如通过热处理，以获得复合材料填充件，该复合材料填充件包括由基质致密化的3D编织的纤维预制件，比如图7中所示的复合材料填充件50，该填充件占据了由挖空部分限定的自由体积。
根据本发明的特定特征，可以通过将一个或多个紧固构件集成到填充件中来增强部件的机械强度，例如，如图8中所示出的构件60，其包括穿过填充件50的螺钉61，以及与螺钉61的自由端配合的拉紧螺母62。(一个或多个)紧固构件对壳体的结构没有影响，因为它们不与壳体接触，而仅与填充件接触。

Claims (10)

1.一种由复合材料制成的燃气涡轮部件，所述部件包括在多根经线和多根纬线之间具有三维编织的纤维增强件，所述纤维增强件由基质致密化，在轴向方向上，所述致密化的纤维增强件在下游端和上游端之间延伸宽度，而在径向方向上，所述致密化的纤维增强件在内表面和外表面之间延伸厚度，所述轴向和径向方向参考所述部件的轴线定义，其中，由所述基质致密化的所述纤维增强件包括至少一个挖空部分，所述挖空部分延伸穿过所述纤维增强件的整个厚度，并且其中复合材料填充件存在于所述部件的由所述至少一个挖空部分界定的自由体积中，所述填充件包括具有三维编织的纤维预制件，所述纤维预制件由基质致密化，其中，每个挖空部分具有至少两个相对边缘，各自包括第一和第二斜面，所述复合材料填充件包括第一部分和第二部分，所述第一部分具有与限定在所述相对边缘的第一斜面之间的所述挖空部分的一部分体积互补的几何形状，所述第二部分具有与限定在所述相对边缘的第二斜面之间的所述挖空部分的另一部分体积互补的几何形状，并且所述填充件的第一部分和第二部分通过编织结合在一起。
2.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，包括第一和第二斜面的每个相对边缘在对应于所述部件在所述挖空部分处的厚度的至少十倍的长度上延伸。
3.根据权利要求1所述的部件，其特征在于，所述填充件还包括至少一个延伸到所述填充件中的紧固构件。
4.一种飞行器的燃气涡轮发动机，具有根据权利要求1所述的由复合材料制成的燃气涡轮部件。
5.一种飞行器，包括一个或多个根据权利要求4所述的发动机。
6.一种用于修复燃气涡轮的复合材料部件的工艺，所述部件包括在多根经线和多根纬线之间具有三维编织的纤维增强件，所述纤维增强件由基质致密化，在轴向方向上，所述致密化的纤维增强件在下游端和上游端之间延伸宽度，而在径向方向上，所述致密化的纤维增强件在内表面和外表面之间延伸厚度，所述轴向和径向方向参考所述部件的轴线定义，其中，所述工艺包括：
- 识别出所述部件中的至少一个损坏区域，
- 通过去除在所述损坏区域处的所述复合材料来制造挖空部分，从而形成延伸穿过所述纤维增强件的整个厚度的挖空部分，
- 三维编织填充件的纤维预制件，
- 将所述填充件的纤维预制件放置在所述部件的由所述挖空部分界定的自由体积中，
- 在将所述填充件的纤维预制件放置于所述挖空部分之前或之后，用基质树脂前体浸渍所述预制件，
- 将所述基质树脂前体聚合到所述基质中，以获得包含3D编织的纤维预制件的复合材料填充件，所述填充件占据了由所述挖空部分限定的体积，其中，所述挖空部分的制造包括形成至少两个相对边缘，每个所述相对边缘包括第一和第二斜面，所述复合材料填充件包括第一部分和第二部分，所述第一部分具有与限定在所述相对边缘的第一斜面之间的所述挖空部分的一部分体积互补的几何形状，所述第二部分具有与限定在所述相对边缘的第二斜面之间的所述挖空部分的另一部分体积互补的几何形状，并且所述填充件的第一部分和第二部分通过编织结合在一起。
7.根据权利要求6所述的修复工艺，其特征在于，包括第一和第二斜面的每个相对边缘在对应于所述部件在所述挖空部分处的厚度的至少十倍的长度上延伸。
8.根据权利要求6所述的修复工艺，还包括将至少一个紧固构件集成到所述填充件中。
9.一种用于制造燃气涡轮发动机的复合材料部件的工艺，所述工艺包括通过三维编织将条带形式的纤维纹理编织成单件、所述纹理通过缠绕在支承工具上而成形以形成所述部件的纤维增强件、以及由基质将纤维增强件致密化，在轴向方向上，所述致密化的纤维增强件在下游端和上游端之间延伸宽度，而在径向方向上，所述致密化的纤维增强件在内表面和外表面之间延伸厚度，所述轴向和径向方向参考所述部件的轴线定义，其中，所述工艺包括：
- 识别出所述部件中的至少一个不合格区域，
- 通过去除在所述不合格区域处的复合材料来制造挖空部分，从而形成延伸穿过所述纤维增强件的整个厚度的挖空部分，
- 三维编织填充件的纤维预制件，
- 将所述填充件的纤维预制件放置在所述部件的由所述挖空部分界定的自由体积中，
- 在将所述填充件的纤维预制件放置于所述挖空部分之前或之后，用基质树脂前体浸渍所述预制件，
- 将所述基质树脂前体聚合到所述基质中，以获得包含3D编织的纤维预制件的复合材料填充件，所述填充件占据了由所述挖空部分限定的所述体积，其中，所述挖空部分的制造包括形成至少两个相对边缘，各自包括第一和第二斜面，所述复合材料填充件包括第一部分和第二部分，所述第一部分具有与限定在相对边缘的第一斜面之间的所述挖空部分的一部分体积互补的几何形状，所述第二部分具有与限定在相对边缘的第二斜面之间的所述挖空部分的另一部分体积互补的几何形状。
10.根据权利要求9所述的工艺，其特征在于，包括第一和第二斜面的每个相对边缘在对应于所述部件在所述挖空部分处的厚度的至少十倍的长度上延伸。
CN202080024415.6A 2019-03-01 2020-02-24 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产 Active CN113631359B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311164404.XA CN117183413A (zh) 2019-03-01 2020-02-24 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1902143 2019-03-01
FR1902143A FR3093298B1 (fr) 2019-03-01 2019-03-01 Réparation ou reprise de fabrication d’une pièce en matériau composite
PCT/FR2020/050341 WO2020178500A1 (fr) 2019-03-01 2020-02-24 Reparation ou reprise de fabrication d' une piece en materiau composite

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311164404.XA Division CN117183413A (zh) 2019-03-01 2020-02-24 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113631359A CN113631359A (zh) 2021-11-09
CN113631359B true CN113631359B (zh) 2023-09-29

Family

ID=67185367

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080024415.6A Active CN113631359B (zh) 2019-03-01 2020-02-24 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产
CN202311164404.XA Pending CN117183413A (zh) 2019-03-01 2020-02-24 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311164404.XA Pending CN117183413A (zh) 2019-03-01 2020-02-24 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20220145775A1 (zh)
EP (1) EP3930991A1 (zh)
CN (2) CN113631359B (zh)
FR (1) FR3093298B1 (zh)
WO (1) WO2020178500A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3121382B1 (fr) 2021-03-30 2023-11-17 Safran Aircraft Engines Réparation d’une pièce en matériau composite
CN113085230A (zh) * 2021-05-10 2021-07-09 北京航空航天大学 一种复合材料维修结构及维修方法
FR3139497B1 (fr) * 2022-09-14 2024-09-06 Safran Aircraft Engines Procédé de réparation d’un carter de soufflante

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5190611A (en) * 1991-02-13 1993-03-02 The Boeing Company Bearing load restoration method for composite structures
CN1932315A (zh) * 2005-06-24 2007-03-21 斯奈克玛 机械零件和制造这种机械零件的方法
CN101249725A (zh) * 2007-02-23 2008-08-27 斯奈克玛 由复合材料制造燃气涡轮机壳体的方法,及由此获得的壳体
CN102803657A (zh) * 2009-06-18 2012-11-28 斯奈克玛 由cmc所制成的涡轮机分配器元件，制造它的方法，包括它的分配器和燃气涡轮机
EP2602098A1 (de) * 2011-12-06 2013-06-12 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Reparaturverfahren
JP2015193084A (ja) * 2014-03-31 2015-11-05 学校法人大同学園 繊維強化樹脂部材の修理方法および研削方法
CN105082582A (zh) * 2014-05-13 2015-11-25 波音公司 粘结材料的方法和设备
CN106118513A (zh) * 2015-05-08 2016-11-16 波音公司 用于修复复合材料的方法和装置
FR3037854A1 (fr) * 2015-06-29 2016-12-30 Snecma Procede de fabrication d'un carter de soufflante en materiau composite a panneau abradable integre pour moteur a turbine a gaz et carter ainsi obtenu
CN106794639A (zh) * 2014-08-22 2017-05-31 赛峰飞机发动机公司 由具有有机基体的复合材料构成的自增强壳体
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
CN109318513A (zh) * 2017-08-01 2019-02-12 空中客车德国运营有限责任公司 用于维修由层状复合材料以多个层构造的部件的方法和设备

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4961799A (en) * 1984-10-29 1990-10-09 The Boeing Company Blind-side panel repair method
US4916880A (en) * 1986-07-21 1990-04-17 The Boeing Company Apparatus for repairing a hole in a structural wall of composite material
US6820334B2 (en) * 2002-04-19 2004-11-23 General Electric Company Method for repairing articles of ceramic composites
FR2861143B1 (fr) * 2003-10-20 2006-01-20 Snecma Moteurs Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procede de fabrication
US7419556B2 (en) * 2005-10-11 2008-09-02 United Technologies Corporation Method of repair for inlet caps of turbine engines
US20070095457A1 (en) 2005-11-02 2007-05-03 The Boeing Company Fast line maintenance repair method and system for composite structures
US8043453B2 (en) * 2005-12-23 2011-10-25 The Boeing Company System and method for reworking composites
GB0721546D0 (en) * 2007-11-01 2007-12-12 Rolls Royce Plc Composite material repair
DE102008021788A1 (de) * 2008-04-30 2009-11-12 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zum Reparieren einer Flugzeugkomponente
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
GB2531600A (en) * 2014-10-24 2016-04-27 Short Brothers Plc Apparatus and methods for manufacturing and repairing fibre-reinforced composite materials
FR3059934B1 (fr) * 2016-12-14 2018-11-30 Safran Aircraft Engines Moule d'impregnation a aiguilles pour la realisation d'une piece a partir d'une preforme tissee
WO2019112662A1 (en) * 2017-12-05 2019-06-13 Siemens Aktiengesellschaft Wall structure with three dimensional interface between metal and ceramic matrix composite portions

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5190611A (en) * 1991-02-13 1993-03-02 The Boeing Company Bearing load restoration method for composite structures
CN1932315A (zh) * 2005-06-24 2007-03-21 斯奈克玛 机械零件和制造这种机械零件的方法
CN101249725A (zh) * 2007-02-23 2008-08-27 斯奈克玛 由复合材料制造燃气涡轮机壳体的方法,及由此获得的壳体
CN102803657A (zh) * 2009-06-18 2012-11-28 斯奈克玛 由cmc所制成的涡轮机分配器元件，制造它的方法，包括它的分配器和燃气涡轮机
EP2602098A1 (de) * 2011-12-06 2013-06-12 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Reparaturverfahren
JP2015193084A (ja) * 2014-03-31 2015-11-05 学校法人大同学園 繊維強化樹脂部材の修理方法および研削方法
CN105082582A (zh) * 2014-05-13 2015-11-25 波音公司 粘结材料的方法和设备
CN106794639A (zh) * 2014-08-22 2017-05-31 赛峰飞机发动机公司 由具有有机基体的复合材料构成的自增强壳体
CN106118513A (zh) * 2015-05-08 2016-11-16 波音公司 用于修复复合材料的方法和装置
FR3037854A1 (fr) * 2015-06-29 2016-12-30 Snecma Procede de fabrication d'un carter de soufflante en materiau composite a panneau abradable integre pour moteur a turbine a gaz et carter ainsi obtenu
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
CN109318513A (zh) * 2017-08-01 2019-02-12 空中客车德国运营有限责任公司 用于维修由层状复合材料以多个层构造的部件的方法和设备

Also Published As

Publication number Publication date
FR3093298B1 (fr) 2021-03-12
FR3093298A1 (fr) 2020-09-04
CN113631359A (zh) 2021-11-09
CN117183413A (zh) 2023-12-08
EP3930991A1 (fr) 2022-01-05
WO2020178500A1 (fr) 2020-09-10
US20220145775A1 (en) 2022-05-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6734261B2 (ja) 有機マトリックスを伴う複合材料から成る自己補剛ケーシング
CN113631359B (zh) 修复或恢复由复合材料制成的部件的生产
CN113508030B (zh) 具有三维编织纤维增强件的复合材料部件的修复或恢复制造
US11181011B2 (en) Lighter-weight casing made of composite material and method of manufacturing same
US11491743B2 (en) Casing of reinforced composite material, and a method of fabricating it
CN111051585B (zh) 用于形成壳体预制件的编织纤维结构
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
CN109458362B (zh) 加强形状的复合材料壳体
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
US20230140261A1 (en) Mold for manufacturing a turbine engine fan casing from a composite material
CN115735027A (zh) 用于由具有混合经纱股线的复合材料制成的壳体的纤维织构
CN113365802B (zh) 具有局部厚度变化的复合材料制成的壳体
CN114670463B (zh) 由具有有机基体的复合材料构成的自增强壳体

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