CN114746256A - 用于飞行器发动机的复合材料叶片以及用于制造和修复该复合材料叶片的方法 - Google Patents

用于飞行器发动机的复合材料叶片以及用于制造和修复该复合材料叶片的方法 Download PDF

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Abstract

本公开是一种用于制造涡轮机，特别是飞行器涡轮发动机的由复合材料制成的叶片(10)的方法，所述叶片包括翼型件(12)，该翼型件具有从翼型件的前缘(12a)延伸到后缘(12b)的压力侧(14)和吸力侧(16)，该叶片还包括沿着翼型件的前缘延伸的金属护罩(22)，该方法包括以下步骤：a)将通过三维编织纤维制成的预制件布置在模具中，护套被定位在预制件的用于形成翼型件的前缘的边缘上；b)将可聚合的树脂注射到模具中以浸渍预制件，以在固化之后形成翼型件，其特征在于，在步骤a)期间，至少一个双面粘合膜被插入在护套和预制件的边缘之间。

Description

用于飞行器发动机的复合材料叶片以及用于制造和修复该复 合材料叶片的方法
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器涡轮机的复合材料叶片以及用于制造和修复这种叶片的方法。
背景技术
现有技术特别地包括文献FR-A1-2 956 057、FR-A1-3 029 134、FR-A1-3 051386、US-A1-2011/194941和US-A1-2007/092379。
复合材料的使用在航空工业中是有利的，特别是因为这些材料针对相对低质量具有有益的机械性能。
本领域技术人员所熟知的用于制造航空工业的复合材料部件的一种方法是RTM成型方法，缩写RTM是指树脂转移模塑(Resin Transfer Moulding)。
这是用于生产基于树脂浸渍纤维的复合材料部件的方法。这种方法例如用于制造风扇叶片，并且包括多个连续的步骤。
首先，将纤维编织在一起以获得三维预制件坯料，然后将该坯料切割以获得大致具有要获得的叶片形状的预制件。然后，将该预制件布置在注射模具中，该注射模具是关闭的。然后，通过保持注射树脂上的压力以液体状态注射树脂，同时通过加热使该部件聚合。
所使用的树脂是非常流体的树脂，即使在减小的压力下注射该树脂时，该树脂也能够很好地穿透预制件的纤维。在聚合期间，在热的作用下，注射的树脂依次从液态变为凝胶态，最后变为固态。
为了制造例如用于涡轮机风扇的叶片，预制件通过编织制成，然后用树脂浸渍以形成轮叶。该轮叶包括从轮叶的前缘延伸到后缘的压力侧和吸力侧。
复合材料的轮叶相对脆弱，并且特别是对冲击敏感，并且已知通过装配和附接在轮叶的前缘上的金属护套来保护该复合材料的轮叶。
护套可以通过两种方式附接到轮叶上。第一种方式包括在树脂聚合之后，将护套胶粘到轮叶上。然后，胶水以糊状物的形式呈现。
另一种方式包括通过将护套与纤维预制件共模塑来附接护套。将预制件布置在模具中，并且将护套定位在预制件的用于形成轮叶的前缘的边缘上。注射的树脂浸渍预制件并且与护套发生接触，以确保在聚合和固化之后将护套固定到轮叶上。
本发明涉及对该第二技术的改进，其中护套和预制件进行共模塑。
文献US-A1-2007/0092379已经提出，在将树脂注射到预制件中之前，在护套和预制件之间分布糊状胶水，以便在这些元件之间形成胶水层或胶水膜。然而，这种操作是精细的并且具有多个缺点：很难确保胶水很好地分布在待胶粘的整个表面上，并且不可能保证该表面上的胶水的厚度恒定。总之，这种解决方案不是最优的并且也不能工业化，因为制造很难以良好的可重复性水平完成。
本发明提供了一种简单、有效且经济的解决方案，以确保护套在叶片上的正确定位和最佳机械强度。
发明内容
本发明提出了一种用于制造涡轮机，特别是飞行器的涡轮机的复合材料的叶片的方法，该叶片包括轮叶，该轮叶包括从轮叶的前缘延伸到后缘的压力侧和吸力侧，该叶片还包括沿着轮叶的前缘延伸的金属护套，该方法包括以下步骤：
a)将通过三维编织纤维制成的预制件布置在模具中，护套被定位在预制件的用于形成轮叶的前缘的边缘上，
b)将能聚合的树脂注射到模具中以浸渍预制件，以在固化之后形成轮叶，
其特征在于，在步骤a)期间，至少一个双面粘合膜被插入在护套和预制件的边缘之间。
因此，本发明提出通过共模塑和通过双面粘合膜，即通过粘合材料的条或带来确保护套附接到轮叶。粘合膜被插入在护套和预制件的边缘之间，旨在改善和保持护套在预制件的边缘上的位置，并且还旨在改善护套相对于轮叶的固定和抗撕裂性。因此，可以理解，在将树脂注射到轮叶的制造模具中期间，该树脂将浸渍预制件，并且还将与膜或甚至护套发生接触，从而确保护套在叶片上的最佳附接。
根据本发明的方法可包括以下特征中的一个或多个特征，一个或多个特征单独采用或彼此组合采用：
-在步骤a)期间，根据边缘和/或护套的形状切割所述粘合膜；
-在将护套定位在预制件的边缘上之前，将粘合膜胶粘在该边缘上；
-护套的形状是二面的并且护套限定了具有V形横截面的凹槽，所述至少一个粘合膜在凹槽内被胶粘在护套上；
-第一粘合膜在凹槽中被胶粘在护套的第一纵向壁上，第二粘合膜在凹槽中被胶粘在护套的第二纵向壁上；
-在将护套定位在预制件的边缘上之前，该边缘被压缩；
-预制件的边缘被压缩，直到该边缘达到如下厚度：该厚度为步骤b)结束时凹槽的最大横向宽度或尺寸的75％至95％；
-在将预制件的边缘压缩之前，预制件被润湿；
-至少一个界面织物被插入在预制件和粘合膜之间，并且沿着预制件的所述边缘延伸；该织物特别地在修复叶片时是特别有利的，如下文所述；
-单个界面织物被折叠并插入在凹槽内；
-粘合膜或甚至界面织物被加热，以促进粘合；
-粘合膜从护套突出并延伸到未被护套覆盖的预制件的表面上。
本发明还涉及一种用于涡轮机，特别是飞行器的涡轮机的由复合材料制成的叶片，该叶片包括轮叶，该轮叶包括从轮叶的前缘延伸到后缘的压力侧和吸力侧，该叶片还包括沿着轮叶的前缘延伸的金属护套，该叶片通过如上所述的方法制造，并且包括在护套和轮叶的前缘之间的至少一个粘合膜，或者甚至包括被插入在轮叶和粘合膜之间的至少一个界面织物。
本发明最后涉及一种用于修复叶片的方法，该叶片为如上文所述的叶片且在叶片配备有所述界面织物时对该叶片进行修复，该叶片的护套被损坏并需要更换，该方法包括以下步骤：
-将护套和粘合膜移除，其中，界面织物旨在保持在轮叶的前缘上，以及
-将新的护套胶粘在该界面织物上。
附图说明
通过以下详细说明并且为了理解该说明对附图进行参照，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，在附图中：
[图1]图1是复合材料飞行器涡轮机叶片的示意性透视图，
[图2]图2是示出根据本发明的用于制造如图1所示的叶片的方法的步骤的框图，
[图3]图3是在根据本发明的制造方法的范围内使用的两个粘合膜的示意性透视图，
[图4]图4是护套的示意性透视图，图3的两个膜被胶粘到该护套上，
[图5]图5是在根据本发明的制造方法期间由操作者操纵的界面织物的示意性透视图，
[图6]图6是护套的示意性透视图，图5的界面织物被定位在该护套上，
[图7]图7是具有经受压缩的一个边缘的预制件的示意性透视图，
[图8]图8是图7的预制件的示意性透视图，图6的护套被定位在该预制件的一个边缘上，
[图9]图9是模具的示意性透视图，预制件和护套旨在被布置在模具中，并且树脂旨在被注射在模具中，以及
[图10]图10是预制件的示意性透视图并且示出了本发明的替代实施例，粘合膜被胶粘到该预成形件的一个边缘上。
具体实施方式
首先，参照图1，图1示出了用于涡轮机的复合材料叶片10，该叶片10例如是风扇叶片。
叶片10包括轮叶12，该轮叶通过支撑部14连接到根部16，该根部例如具有燕尾形状，并且成形为接合在转子盘的互补形状的袋部中，以便将叶片保持在该盘上。
轮叶12包括气体流过涡轮机的前缘12a和后缘12b。轮叶12具有弯曲或扭曲的空气动力学轮廓，并且包括在前缘12a和后缘12b之间延伸的压力侧18和吸力侧20。
轮叶12由纤维预制件制成，该纤维预制件通过将纤维(例如碳)三维编织而获得。
轮叶的前缘12a由附接到该前缘12a的金属护套22来加强和保护。护套22例如由基于镍和钴的合金制成。
在本发明中，这种附接一方面通过将预制件与护套22共模塑来进行，另一方面通过借助于至少一个粘合膜24胶粘护套22来进行。
图2是示出用于制造如图1所示的复合材料叶片10的方法中的步骤的流程图。
该方法可以包括多个步骤，这些步骤中的一些步骤是可选的。
该方法的第一步骤a)包括多个子步骤或操作。在上述第一操作a1)期间，通过将纤维编织来制成纤维预制件26，该预制件特别地在图8中可见。所获得的预制件26是未经加工的(brute)，并且可以经受例如切割等操作。预制件26的纤维的端部倾向于在预制件的外表面上凸出，这会导致预制件变厚超过轮叶的所需最终尺寸。
在该方法的进一步操作a2)期间，如图3所示，制备一个或多个粘合膜24。该粘合膜24旨在，在将树脂注射到叶片的制造模具中之前，被插入在护套22和预制件26之间。
该粘合膜24是双面膜，即是在两个面上胶粘的膜。该膜在两个面上涂有或浸有胶水，例如由3M公司以编号
Figure BDA0003660966430000061
或
Figure BDA0003660966430000062
销售的胶水或索尔维(Solvay)公司以编号
Figure BDA0003660966430000063
销售的胶水。
该粘合膜24例如具有介于0.1mm至0.2mm之间的厚度。该膜24可以呈条状的形式。因此，该粘合膜可以具有细长形状，该细长形状的尺寸取决于护套22的尺寸。
如图4所示，护套22在形状上是二面的并且该护套限定了V形横截面的凹槽22a。
粘合膜24优选地在凹槽22a内部胶粘在护套22上。如图3所示，最简单和最有效的方式是将两个粘合膜24切割，并将这两个粘合膜在凹槽22a内部分别胶粘在护套的第一纵向壁22b和护套的第二纵向壁22c上。
然后，我们获得如图4所示的组件。
不过为可选的但优选的随后的操作a3)包括在将树脂注射到该预制件26中之前，在一个或多个粘合膜24和预制件26之间插入界面织物28。
如图5所示，优选地，界面织物28被预切割成正确的尺寸。与上述膜24相反，单个织物28可以被切割。应该理解，该织物28将被对折并插入到凹槽22a中、覆盖在粘合膜24上，使得织物的一侧部分在凹槽22a内部、在沉积在护套22的第一纵向壁22b上的粘合膜上延伸，并且织物28的另一侧部分在凹槽22a内部、在沉积在护套的第二纵向壁22c上的粘合膜24上延伸。
然后，我们获得如图6所示的组件。
图7示出了制造方法的有利操作，该操作包括将预制件26的边缘26a压缩，护套22旨在附接到该边缘(操作a4))。
这种压缩可以通过例如压力机来完成。优选地，预制件26的边缘26a被压缩，直到该边缘达到如下厚度：该厚度为该方法结束时护套22的凹槽22a的最大横向宽度或尺寸的75％至95％。由于上述的突出，在预型件压缩之前，预型件的厚度可约为轮叶的最终厚度的120％。
图8示出了该方法的随后的操作(a5))，在该操作期间，在此配备有粘合膜24和可选的界面织物28的护套22被定位在预制件26的可选的压缩边缘26a上。
然后，图8的护套被定位在模具30中，该模具例如用反模具关闭(图9)。关闭模具30必须使得有足够的压力施加到护套22，以防止树脂在注射期间覆盖护套。该压力可引起护套的变形，特别地引起凹槽22a的宽度的减小，该宽度因此将采用对应于叶片、一个或多个膜和界面织物的所需累积厚度的值。
连续的操作a1)到a5)(一些操作是可选的)表示制造方法的第一步骤a)。
在该方法的第二步骤b)期间，将树脂注射到模具30中，并且树脂旨在浸渍预制件并且当界面织物28存在时与界面织物发生接触，否则与粘合膜和护套发生接触。在树脂聚合和固化之后，护套22通过粘合膜24和树脂与轮叶成一体。
在树脂的聚合之后，由此获得的叶片10的优点在于该叶片的护套22被完美地定位并保持在轮叶12上。
图10示出了根据本发明的制造方法的替代实施例，其中粘合膜24被胶粘在预制件26上而不是被胶粘在护套22上。于是，可以理解，护套22然后被定位并安装在预制件26的边缘26a上，其中粘合膜24被胶粘到该边缘上。然后，可以进行将树脂注射到位于模具30中的预制件中并且使树脂聚合。
在该步骤之前，界面织物28可以被定位在预制件26上。然后，在将护套22定位在预制件26的边缘26a上和粘合膜24上之前，粘合膜24被胶粘在界面织物28上。
本发明还涉及一种通过上述方法获得的复合材料叶片10，以及用于修复这种类型叶片的方法。当护套22被损坏并需要更换时，该方法包括以下步骤：
-将护套22和粘合膜24移除，当界面织物28存在时，该织物旨在保持在轮叶的前缘上，以及
-当界面织物存在时，将新的护套特别地胶粘在该界面织物上。

Claims (14)

1.一种用于制造涡轮机，特别是飞行器的涡轮机的复合材料的叶片(10)的方法，该叶片包括轮叶(12)，所述轮叶包括从所述轮叶的前缘(12a)延伸到后缘(12b)的压力侧(14)和吸力侧(16)，所述叶片还包括沿着所述轮叶的所述前缘延伸的金属护套(22)，所述方法包括以下步骤：
a)将通过三维编织纤维制成的预制件(26)布置在模具中，所述护套被定位在所述预制件的用于形成所述轮叶的所述前缘的边缘上，
b)将能聚合的树脂注射到所述模具中以浸渍所述预制件，以在固化之后形成所述轮叶，
其特征在于，在步骤a)期间，至少一个双面粘合膜(24)被插入在所述护套和所述预制件的所述边缘之间。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，在步骤a)期间，根据所述边缘(26a)和/或所述护套(22)的形状切割所述粘合膜(24)。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，在将所述护套(22)定位在所述预制件(26)的所述边缘(26a)上之前，将所述粘合膜(24)胶粘在所述边缘上。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述护套(22)的形状是二面的并且所述护套限定了具有V形横截面的凹槽(22a)，所述至少一个粘合膜(24)在所述凹槽内被胶粘在所述护套上。
5.根据前一项权利要求所述的方法，其中，第一粘合膜(24)在所述凹槽(22a)中被胶粘在所述护套的第一纵向壁(22b)上，第二粘合膜在所述凹槽中被胶粘在所述护套的第二纵向壁(22c)上。
6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，在将所述护套(22)定位在所述预制件(26)的所述边缘(26a)上之前，该边缘被压缩。
7.根据引用权利要求4或5的前一项权利要求所述的方法，其中，所述预制件(26)的所述边缘(26a)被压缩，直到所述边缘达到如下厚度：所述厚度为所述凹槽(22a)的最大横向宽度或尺寸的75％至95％。
8.根据权利要求6或7所述的方法，其中，在将所述预制件(26)的所述边缘(26a)压缩之前，所述预制件被润湿。
9.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，至少一个界面织物(28)被插入在所述预制件(26)和所述粘合膜(24)之间，并且沿着所述预制件的所述边缘(26a)延伸。
10.根据引用权利要求4或5的前一项权利要求所述的方法，其中，单个界面织物(28)被折叠并插入在所述凹槽(22a)内。
11.根据权利要求9或10所述的方法，其中，所述粘合膜(24)或甚至所述界面织物(28)被加热，以促进粘合。
12.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述粘合膜(24)从所述护套(22)突出并延伸到未被所述护套覆盖的所述预制件(26)的表面上。
13.一种用于涡轮机，特别是飞行器的涡轮机的复合材料的叶片(10)，该叶片包括轮叶(12)，所述轮叶包括从所述轮叶的前缘(12a)延伸到后缘(12b)的压力侧(14)和吸力侧(16)，所述叶片还包括沿着所述轮叶的所述前缘(12a)延伸的金属护套(22)，所述叶片通过根据前述权利要求中任一项所述的方法制造，并且包括在所述护套和所述轮叶的所述前缘之间的至少一个粘合膜(24)，或者甚至包括被插入在所述轮叶和所述粘合膜之间的至少一个界面织物。
14.一种用于修复叶片(10)的方法，所述叶片为根据权利要求13所述的叶片并且当所述叶片配备有所述界面织物时对所述叶片进行修复，该叶片(10)的所述护套(22)被损坏并需要更换，所述方法包括以下步骤：
-将所述护套(22)和所述粘合膜(24)移除，其中，所述界面织物(28)旨在保持在所述轮叶的所述前缘(12a)上，以及
-将新的护套胶粘在该界面织物上。
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