CN118215565A - 用于制造飞行器涡轮发动机的轮叶的方法 - Google Patents

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CN118215565A CN202280072979.6A CN202280072979A CN118215565A CN 118215565 A CN118215565 A CN 118215565A CN 202280072979 A CN202280072979 A CN 202280072979A CN 118215565 A CN118215565 A CN 118215565A
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Abstract

本发明涉及一种用于制造轮叶(11)的方法，该方法包括以下步骤：(100)提供纤维预制件(20)；(200)提供具有细长形状且包括至少一个分度凹部(23)的金属箔(14)；(300)提供注射模具(17)，该注射模具至少包括上部和下部(17a，17b)，上部和下部(17a，17b)中的至少一个包括至少一个定位突起(19)；(400)将纤维预制件(20)布置在注射模具(17)中；(500)用金属箔(14)对纤维预制件(20)的前缘(20a)进行涂覆，并将定位突起(19)插入到分度凹部(23)中，以在前缘(20a)上将金属箔(14)保持就位；以及(600)将树脂注射到注射模具(17)中。

Description

用于制造飞行器涡轮发动机的轮叶的方法
技术领域
本发明涉及用于制造飞行器涡轮发动机的轮叶的方法的技术领域。更具体地，本发明涉及用于制造复合材料轮叶的制造方法，例如，复合材料轮叶可以是旋转的或静止的。
背景技术
众所周知，飞行器涡轮发动机包括风扇，该风扇使得能够吸入被分成主流和次级流的空气流。主流通过涡轮发动机的发动机，而次级流被导向次级流道。
主流在例如发动机的低压压缩机中被压缩，然后在高压压缩机中被压缩。然后，经压缩的空气与燃料混合，并在布置在压缩机的系列的下游的环形燃烧室内燃烧。由燃烧形成的气体通过位于燃烧室下游的高压涡轮和低压涡轮，这使得能够驱动压缩机的转子。最后，气体通过喷嘴逸出，喷嘴的横截面使得这些气体能够被加速以产生推进力。
涡轮发动机的元件(诸如风扇、压缩机或涡轮)包括允许对空气流施加作用的轮叶。例如，压缩机轮叶用于对主空气流进行压缩。
轮叶通常包括空气动力学形状的叶片，该叶片包括压力侧面和吸入侧面，该吸力侧面通过前缘和后缘连接到压力侧面。为了减轻轮叶的重量，叶片由包含嵌入聚合物基质中的增强纤维的复合材料形成。为了保护轮叶免受由异物冲击造成的损坏，前缘涂覆有金属箔。将金属箔附着到前缘带来了许多挑战。
用于制造轮叶的方法包括提供纤维预制件，然后在树脂注射步骤期间对预制件进行浸渍，随后使树脂聚合。在随后的步骤中，通过胶合将金属箔附着到轮叶的前缘。在烘箱中使黏胶聚合。使用这种制造方法制造轮叶所花费的时间很长，因为必须完成浸渍步骤以将金属箔附着到前缘。
为了减少制造时间，文献FR-A1-3008920建议在浸渍步骤期间将金属箔附着到前缘。该文献教导了模具可以配备有用于对箔进行定位和保持的系统。然而，这一系统并不能完全令人满意。这是因为箔在模具中附着就位，但是箔与轮叶的相对位置不能被精确地确定。一旦轮叶位于模具中，就难以相对于箔对轮叶进行定位。此外，在不具有合适的定位和保持系统的情况下，金属箔可能在模具闭合和/或注射期间移位。作为制造方法的结果，可以观察到金属箔相对于前缘的径向和/或轴向偏移。这种不正确的定位导致轮叶不合格。
因此，需要提供一种制造方法，该制造方法使得能够减少将金属箔定位在前缘上的缺陷。
发明内容
为此，本发明提出了一种用于制造飞行器涡轮发动机的轮叶的方法，所述轮叶包括叶片，所述方法包括以下步骤：
(100)提供叶片的纤维预制件，纤维预制件包括前缘、后缘、以及通过前缘和后缘连接到吸力侧面的压力侧面，
(200)提供包括至少一个分度凹部的细长金属箔，
(300)提供注射模具，所述注射模具至少包括上部和下部，所述上部和下部旨在共同配合以限定出内部容积且分别限定出轮叶的图案，并且这些上部和下部中的至少一个包括至少一个突出定位元件，
(400)将纤维预制件布置在注射模具中，
(500)用金属箔对纤维预制件的前缘进行涂覆，并将突出定位元件插入到分度凹部中，以在前缘上将金属箔保持就位，
(600)将树脂注射到注射模具中，以对纤维预制件进行浸渍并将金属箔附着到前缘。
根据本发明，金属箔被置于布置在注射模具中的预制件的前缘上，以同时对纤维预制件进行浸渍并将金属箔附着到前缘。这使得能够减少轮叶制造时间。
另外，根据本发明，金属箔具有至少一个分度凹部，模具包括至少一个用于定位在上部和/或下部上的突出定位元件。当将纤维预制件插入到模具中时，突出定位元件被插入到分度凹部中，从而使得金属箔能够在材料注射操作期间在前缘上附着就位。这使得能够降低在树脂注射期间金属箔移动远离前缘的风险。
因此，降低了供应不合格轮叶的风险。
本发明可以包括单独采用或彼此组合采用的以下特征中的一个或多个：
-突出定位元件是设置在上部或下部的内表面上的接头；
-接头为圆柱形或圆锥形；
-接头具有螺纹外表面；
-金属箔包括第一侧鳍以及通过中心部分连接到第一侧鳍的第二侧鳍，分度凹部设置在第一侧鳍或第二侧鳍上；
-在步骤(200)中，金属箔包括中心部分以及布置在中心部分的两侧上的额外部分，分度凹部位于额外部分中的一个或每个上；
-分度凹部是孔口或凹口；
-金属箔包括两个分度凹部，这两个分度凹部分别包括第一孔口以及与第一孔口相对的第二孔口，其中，上部或下部包括旨在与第一孔口配合的第一突出定位元件以及旨在与第二孔口配合的第二突出定位元件；
-纤维预制件包括附加分度凹部；
-在步骤(600)之后，所述方法包括以下步骤：(700)对轮叶进行机加工，以移除分度凹部。
本发明还涉及一种用于实施根据任何前述特征的制造方法的注射模具，所述注射模具至少包括：
-下部和上部，所述下部和上部分别呈现出轮叶的图案，并且旨在共同配合以限定出用于接纳纤维预制件和金属箔的内部容积，
-这些上部和下部中的至少一个包括至少一个突出定位元件，所述突出定位元件旨在与金属箔的分度凹部配合，以在前缘上将金属箔保持就位。
附图说明
通过参照附图对本发明的非限制性实施例的以下描述，其他特征和优点将是显而易见的，在附图中：
[图1]图1是飞行器半涡轮发动机的纵向横截面的示意图，
[图2]图2是第一实施例中的轮叶的示意性透视图，
[图3]图3是第二实施例中的轮叶的示意性透视图，
[图4]图4是图2和图3中的轮叶的横截面图，
[图5]图5是纤维预制件和金属箔的示意图，
[图6]图6是根据图5的变型实施例的纤维预制件和金属箔的示意图，
[图7a]图7a是处于打开位置的布置有纤维预制件和金属箔的模具的横截面图，
[图7b]图7b是处于闭合位置的布置有纤维预制件和金属箔的模具的横截面图，
[图7c]图7c是根据图7b的变型实施例的处于闭合位置且布置有纤维预制件和金属箔的模具的横截面图，
[图7d]图7d是根据图7a的变型实施例的处于打开位置且布置有纤维预制件和金属箔的模具的横截面图，
[图8]图8是根据本发明的注射模具的示意性透视图，
[图9]图9是根据本发明的制造方法的框图。
具体实施方式
例如，图1示出了飞行器涡轮发动机1。
涡轮发动机1沿着纵向轴线A延伸。涡轮发动机在沿纵向轴线A的气流F方向上从上游到下游包括风扇2、至少一个压缩机(诸如低压压缩机3和高压压缩机4)、燃烧室5、至少一个涡轮6(诸如高压涡轮和低压涡轮)、以及喷嘴(未示出)。
低压涡轮的转子通过低压轴(未示出)连接到风扇2和低压压缩机3的转子。高压涡轮的转子通过高压轴(未示出)连接到高压压缩机4的转子。
涡轮发动机1还包括定子轮叶10。定子轮叶使得能够对上游转子出口处的流进行整流，以在涡轮发动机1的出口处提供最大推力。在图1所示的特定示例中，定子轮叶10位于风扇2的下游，并使得能够对次级流F2进行整流。例如，定子轮叶10布置在低压压缩机3与高压压缩机4之间。
风扇2使得能够吸入被分成主流F1和次级流F2的空气流。主流F1通过涡轮发动机1的发动机，而次级流F2被导向围绕主流道的次级流道。
主流F1在低压压缩机3中被压缩，然后在高压压缩机4中被压缩。然后，经压缩的空气与燃料混合，并在燃烧室5内燃烧。由燃烧形成的气体通过高压涡轮和低压涡轮。气体最终通过喷嘴逸出，喷嘴的横截面使得这些气体能够加速，以产生推进力。次级流F2通过定子轮叶10，定子轮叶加快次级流F2的流通速度，以产生推进力。
风扇2、压缩机、涡轮和定子轮叶10配备有轮叶11的组件。轮叶11可围绕纵向轴线A旋转地运动或者静止。轮叶11相对于纵向轴线A径向地延伸。参照图2和图3，每个轮叶11包括叶片12以及附着到叶片12的金属箔14。
叶片12沿着伸长轴线X延伸。在轮叶11已安装在涡轮发动机1上之后，叶片12的伸长轴线X相对于涡轮发动机1的纵向轴线A径向地延伸。叶片12具有空气动力学轮廓。因此，叶片12包括通过前缘12a和后缘12b连接的吸力侧面12e和压力侧面12i。因此，叶片12沿着横向轴线Y在前缘12a与后缘12b之间延伸。横向轴线Y垂直于伸长轴线X。叶片12还沿着伸长轴线X在第一端部和与第一端部相对的第二端部之间纵向地延伸。
叶片12由复合材料制成。复合材料包括聚合物基质和嵌入基质中的纤维增强材料。复合材料是例如有机基质复合材料(CMO)。基质是例如热塑性或热固性聚合物基质。热固性材料是例如环氧聚合物。纤维增强材料包括纤维，诸如碳纤维或玻璃纤维。纤维以纤维预制件的形式组织起来。
金属箔14在前缘12a上延伸，并且有利地沿着前缘12a延伸。金属箔14的金属材料是例如钛或诸如钢的合金，例如不锈钢或镍钴合金(NiCo)。金属箔14具有细长的二面角形状。金属箔被设计成保护前缘12a免受外部冲击的影响。如图4中可以看出，金属箔14具有V形或U形的横截面。金属箔14包括第一侧鳍14a以及通过中心部分14j连接到第一侧鳍14a的第二侧鳍14b。第一侧鳍14a和第二侧鳍14b在其之间限定出空腔，前缘12a布置在该空腔中。第一侧鳍14a具有第一自由纵向端部，第二侧鳍14b具有第二自由纵向端部，第一自由纵向端部和第二自由纵向端部与中心部分14j相对。纵向端部分别在叶片12的压力侧面12i和吸力侧面12e上延伸。每个侧鳍14a、14b具有沿着伸长轴线X的第一边缘以及与第一边缘相对的第二边缘。边缘相对于纵向端部横向地延伸。有利地，金属箔14的厚度是可变的。例如，中心部分14j的厚度大于第一侧鳍14a和第二侧鳍14b的厚度。有利地，第一侧鳍14a和第二侧鳍14b的厚度朝向叶片12的后缘12b减小。第一侧鳍14a和第二侧鳍14b朝向叶片12的后缘12b逐渐变薄。
金属箔14通过胶合附着到前缘12a。轮叶11包括布置在叶片12与金属箔14之间的至少一个黏胶层16。还可以在保护罩14与叶片12之间布置附加的粘合剂层(未示出)，以改进保护罩14的附着。
在图2所示的第一实施例中，轮叶11可旋转地运动。例如，这些轮叶被装备到风扇2、低压压缩机3和/或高压压缩机4和/或高压涡轮和/或低压涡轮。根据该第一实施例，轮叶11还包括根部13。特别地，根部13连接到轮叶11的第二端部。例如，根部被设计成附接到可围绕涡轮发动机1的纵向轴线A旋转地运动的盘(未示出)。
在图3所示的第二实施例中，轮叶11被装备到定子轮叶10。装备定子轮叶10的这种轮叶11被称为出口导向轮叶(Outlet Guide Vane，OGV)。在该第二实施例中，轮叶11还包括第一平台120a和相对的第二平台120b。第一平台120a固定到轮叶11的第一端部，第二平台120b固定到轮叶11的第二端部。
轮叶11使用被称为树脂传递模塑(Resin Transfer Moding，RTM)的树脂传递模制方法进行制造。
现将参照图9描述根据本发明的用于制造轮叶11的方法。
在第一步骤100中，提供例如图5所示的纤维预制件20。纤维预制件20形成叶片12的复合材料的纤维增强件。纤维预制件20包括增强纤维的三维编织。如上所述，纤维是碳纤维或玻璃纤维。纤维预制件20具有与叶片12相同的轮廓。因此，纤维预制件20沿着伸长轴线X延伸，并且具有空气动力学轮廓。纤维预制件具有前缘20a、后缘20b、以及通过前缘20a和后缘20b连接到吸力侧面的压力侧面20i。
根据本发明的有利实施例，纤维预制件20沿着轴线X包括中心部分21c以及布置在中心部分21c的两侧上的第一额外部分21a和第二额外部分21b。例如，额外部分21a和21b旨在在随后的机加工步骤期间被至少部分地移除。额外部分21a和21b位于纤维预制件20的动态部分的外部，即，位于叶片12的旨在与主流F1或次级流F2接触的部分的外部。
有利地，如图6所示，纤维预制件20包括至少一个附加分度凹部22。例如，附加分度凹部22通过水射流切割而制成。附加分度凹部22例如形成在第一部分21a和/或第二额外部分21b上。例如，附加分度凹部22是凹口。根据未示出的示例，附加分度凹部22是孔口。孔口具有垂直于纤维预制件20的伸长轴线X延伸的轴线。优选地，孔口是贯通的。附加分度凹部22形成在纤维预制件20的前缘20a上。纤维预制件20包括例如在第一额外部分21a上制成的附加分度凹部22以及在第二额外部分21b上制成的附加分度凹部22。
该方法还包括提供金属箔14的步骤200。步骤200可以在步骤100之前、之后或与步骤100同时执行。
在步骤200中，特别是沿着伸长轴线X，金属箔14包括中心部分14c以及布置在中心部分14c的两侧上的第一额外部分14d和第二额外部分14e。额外部分14d、14e旨在覆盖纤维预制件20的前缘20a的额外部分21b、21a。
根据本发明，在步骤200中，金属箔14包括至少一个分度凹部23，例如如图7a所示。分度凹部23通向与纤维预制件20相对的表面。例如，分度凹部23是凹口或孔口。孔口的轴线垂直于纤维预制件20的纵向轴线X。分度凹部23位于至少一个额外部分14d、14e上或每个额外部分14d、14e上。因此，金属箔14可以包括第一分度凹部23(诸如孔口)和与第一分度凹部23相对的第二分度凹部23(诸如孔口)。分度凹部23可以位于第一侧鳍14a和/或第二侧鳍14b(如图7c所示)上。分度凹部23例如在第一侧鳍14a和/或第二侧鳍14b的整个厚度上形成。黏胶层16也布置在金属箔14中，使得在金属箔14已布置在前缘20a上之后，黏胶层16布置在金属箔14与纤维预制件20之间。该黏胶层16也可以在随后的注射步骤600中形成。
该方法还包括提供注射模具17的步骤300。步骤300可以在上述步骤之前、之后或与上述步骤同时执行。例如，图8示出了注射模具17。
注射模具17至少包括上部17a和下部17b。上部17a例如是可动的，下部17b例如是固定的。因此，注射模具17可以通过例如上部17a的旋转或平移而打开或闭合。
上部17a和下部17b各自包括呈现出待制造的轮叶11的图案17c的内部面。“内部面”是指当注射模具17闭合时位于注射模具内部并且面向另一部分的内部面的面。当模具17闭合时，上部17a和下部17b中的每一个的图案17c限定出内部容积17d，该内部容积具有待制造的轮叶11的形状，并且纤维预制件20和金属箔14被置于该内部容积中。
注射模具17包括用于注射树脂的端口18。注射端口18位于例如上部17a上。
如在图7a至图7d中可以更清楚地看到的，根据本发明，注射模具17还包括至少一个突出定位元件19。突出定位元件19使得金属箔14能够在树脂注射期间被定位在注射模具17中的前缘20a上并保持就位。突出定位元件19具有与分度凹部23互补的形状。突出定位元件19是例如具有如图7d所示的圆柱形形状或如图7a至图7c所示的圆锥形形状的接头。有利地，接头具有螺纹外表面。这使得接头更容易与金属箔14接合。有利地，突出定位元件19是可移除的。“可移除”是指可以在不损坏注射模具17的情况下将突出定位元件19添加到注射模具17或从注射模具17移除。突出定位元件19在注射周期期间磨损，需要对突出定位元件19进行更换。因此，突出定位元件19的可移除性质便于注射模具17的维护。替代地，突出定位元件19永久地安装在注射模具17中。例如，突出定位元件被机加工或焊接到注射模具17上。
根据图7a和图7b所示的实施例的示例，突出定位元件19位于注射模具17的上部17a上。根据图7c所示的实施例的另一示例，突出定位元件19位于注射模具17的下部17b上。
有利地，注射模具17包括第一突出定位元件19a和第二突出定位元件19b。突出定位元件19a、19b位于例如下部17b和/或上部17a的端部处。
突出定位元件19b位于下部17b和/或上部17a的内表面上。内表面是在纤维预制件20插入到注射模具17中之后面向纤维预制件的表面。
然后，在上述步骤之后的步骤中，该方法包括将纤维预制件20布置在注射模具17中以对纤维预制件20进行浸渍的步骤400。
根据本发明的方法还包括后续步骤500，在步骤500期间，用金属箔14对纤维预制件20的前缘20a进行涂覆。在该步骤期间，使分度凹部23和附加分度凹部22对准，使得金属箔14能够被精确地定位。
在该步骤期间，将突出定位元件19插入到分度凹部23和附加分度凹部22中。在突出定位元件19布置在作为注射模具17的可动部分的上部17a上的情况下(如图7b所示)当注射模具17闭合时，或者在突出定位元件19布置在作为注射模具17的固定部分的下部17b上的情况下(如图7c所示)一旦插入纤维预制件20，这就可能发生。按照这种方式，突出定位元件19和分度凹部23的配合使得纤维预制件20和金属箔14能够被精确地定位在注射模具17中。
然后，经由注射端口18执行将树脂注射到模具中的步骤600。该步骤使得能够对纤维预制件20进行浸渍，并且使得能够将金属箔14附着到前缘12a。在注射步骤期间，通过突出定位元件19和分度凹部23的配合，在前缘12上将金属箔14保持就位。树脂是形成叶片12的基质的材料。在注射步骤期间，注射模具17的温度介于50℃至200℃之间，有利地介于50℃至180℃之间。
可选地，根据树脂材料，可以执行固化子步骤610，以使黏胶层16和树脂聚合。固化步骤在120℃至250℃之间的温度下执行。
有利地，在步骤600之后，该方法包括步骤700：对轮叶11进行机加工，以移除分度凹部23和附加分度凹部22(如果存在的话)。在该步骤中，对轮叶11进行机加工以至少部分地移除额外部分21a、21b、14d、14e。因此，分度凹部23、22形成在轮叶11的边料中，并且对轮叶11的性能没有影响。
另外，纤维预制件20中的分度凹部22便于与突出定位元件19配对。当突出定位元件19插入到金属箔14的分度凹部23中时，纤维预制件中的分度凹部也使得能够减少纤维预制件20的编织中的局部变形。纤维预制件20也相对于前缘12a更精确地定位。

Claims (10)

1.一种用于制造飞行器涡轮发动机(1)的轮叶(11)的方法，所述轮叶包括叶片(12)，所述方法包括以下步骤：
(100)提供所述叶片(12)的纤维预制件(20)，所述纤维预制件(20)包括前缘(20a)、后缘(20b)、以及通过所述前缘(20a)和所述后缘(20b)连接到吸力侧面的压力侧面(20i)，
(200)提供包括至少一个分度凹部(23)的细长金属箔(14)，
(300)提供注射模具(17)，所述注射模具至少包括上部和下部(17a，17b)，所述上部和下部旨在共同配合以限定出内部容积(17d)且分别限定出所述轮叶(11)的图案(17c)，并且这些上部和下部(17a，17b)中的至少一个包括至少一个突出定位元件(19)，
(400)将所述纤维预制件(20)布置在所述注射模具(17)中，
(500)用所述金属箔(14)对所述纤维预制件(20)的前缘(20a)进行涂覆，并将所述突出定位元件(19)插入到所述分度凹部(23)中，以在所述前缘(20a)上将所述金属箔(14)保持就位，
(600)将树脂注射到所述注射模具(17)中，以对所述纤维预制件(20)进行浸渍并将所述金属箔(14)附着到所述前缘(20a)。
2.根据前一项权利要求所述的制造方法，其特征在于，所述突出定位元件(19)是设置在所述上部(17a)或所述下部(17b)的内表面上的接头。
3.根据前一项权利要求所述的制造方法，其特征在于，所述接头具有圆柱形形状或圆锥形形状。
4.根据权利要求2和/或3所述的制造方法，其特征在于，所述接头具有螺纹外表面。
5.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述金属箔(14)包括第一侧鳍(14a)以及通过中心部分(14j)连接到所述第一侧鳍(14a)的第二侧鳍(14b)，所述分度凹部(23)设置在所述第一侧鳍或第二侧鳍(14a，14b)上。
6.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，在步骤(200)中，所述金属箔(14)包括中心部分(14c)以及布置在所述中心部分(14c)的两侧上的额外部分(14d，14e)，所述分度凹部(23)位于所述额外部分(14d，14e)中的一个或每个上。
7.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述分度凹部(23)是孔口或凹口。
8.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述金属箔(14)包括两个分度凹部(23)，这两个分度凹部分别包括第一孔口以及与所述第一孔口相对的第二孔口，其中，所述上部或下部(17a，17b)包括旨在与所述第一孔口配合的第一突出定位元件(19a)以及旨在与所述第二孔口配合的第二突出定位元件(19b)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述纤维预制件(20)包括附加分度凹部(22)。
10.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，在步骤(600)之后，所述方法还包括下述步骤：
(700)对所述轮叶(11)进行机加工，以移除所述分度凹部(23)。
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FR3059268B1 (fr) * 2016-11-25 2020-02-21 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'un element profile en materiau composite avec fixation d'un renfort metallique par rivetage.

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