RU2588842C2 - Способ изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья - Google Patents

Способ изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья Download PDF

Info

Publication number
RU2588842C2
RU2588842C2 RU2013120969/12A RU2013120969A RU2588842C2 RU 2588842 C2 RU2588842 C2 RU 2588842C2 RU 2013120969/12 A RU2013120969/12 A RU 2013120969/12A RU 2013120969 A RU2013120969 A RU 2013120969A RU 2588842 C2 RU2588842 C2 RU 2588842C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
metal
threads
weaving
manufacturing
textile
Prior art date
Application number
RU2013120969/12A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013120969A (ru
Inventor
Тьерри ГОДОН
Брюно ДАМБРИН
Ален ПЕРРУ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2013120969A publication Critical patent/RU2013120969A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2588842C2 publication Critical patent/RU2588842C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B64C11/26—Fabricated blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21F—WORKING OR PROCESSING OF METAL WIRE
    • B21F27/00—Making wire network, i.e. wire nets
    • B21F27/12—Making special types or portions of network by methods or means specially adapted therefor
    • B21F27/128—Making special types or portions of network by methods or means specially adapted therefor of three-dimensional form by connecting wire networks, e.g. by projecting wires through an insulating layer
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D03—WEAVING
    • D03D—WOVEN FABRICS; METHODS OF WEAVING; LOOMS
    • D03D13/00—Woven fabrics characterised by the special disposition of the warp or weft threads, e.g. with curved weft threads, with discontinuous warp threads, with diagonal warp or weft
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D03—WEAVING
    • D03D—WOVEN FABRICS; METHODS OF WEAVING; LOOMS
    • D03D15/00—Woven fabrics characterised by the material, structure or properties of the fibres, filaments, yarns, threads or other warp or weft elements used
    • D03D15/60—Woven fabrics characterised by the material, structure or properties of the fibres, filaments, yarns, threads or other warp or weft elements used characterised by the warp or weft elements other than yarns or threads
    • D03D15/67—Metal wires
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D03—WEAVING
    • D03D—WOVEN FABRICS; METHODS OF WEAVING; LOOMS
    • D03D23/00—General weaving methods not special to the production of any particular woven fabric or the use of any particular loom; Weaves not provided for in any other single group
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D03—WEAVING
    • D03D—WOVEN FABRICS; METHODS OF WEAVING; LOOMS
    • D03D25/00—Woven fabrics not otherwise provided for
    • D03D25/005—Three-dimensional woven fabrics
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D10—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBLASSES OF SECTION D, RELATING TO TEXTILES
    • D10B—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBLASSES OF SECTION D, RELATING TO TEXTILES
    • D10B2101/00—Inorganic fibres
    • D10B2101/20—Metallic fibres
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D10—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBLASSES OF SECTION D, RELATING TO TEXTILES
    • D10B—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBLASSES OF SECTION D, RELATING TO TEXTILES
    • D10B2505/00—Industrial
    • D10B2505/02—Reinforcing materials; Prepregs
    • 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
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/226—Carbides
    • F05D2300/2261—Carbides of silicon
    • 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
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)

Abstract

Объектом изобретения является способ (200) изготовления металлической волокнистой конструкции (100) посредством тканья из металлических нитей утка и металлических нитей основы, отличающийся тем, что включает в себя этап тканья упомянутой волокнистой конструкции (100) посредством последовательного тканья металлических скобок (301'), выполняющих роль нитей утка, при этом упомянутое тканье осуществляют посредством введения каждой из ветвей (302, 303) каждой из упомянутых металлических скобок (301') по меньшей мере в один зев, при этом каждый зев образован двумя нитями основы. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Настоящее изобретение касается способа изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья, позволяющего получить массивную деталь, например, такую как металлическое усиление лопатки газотурбинного двигателя.
В частности, изобретение касается способа изготовления посредством тканья, позволяющего получить металлическое усиление передней кромки лопатки газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к области лопаток вентилятора из композиционного или металлического материала, которые предназначены для газотурбинного двигателя и передняя кромка которых содержит металлическое конструктивное усиление.
Вместе с тем, изобретение можно также применять для выполнения металлического усиления, предназначенного усиливать переднюю кромку или заднюю кромку лопатки для любого типа газотурбинного двигателя наземного или воздушного транспортного средства, в частности для газотурбинного двигателя вертолета или турбореактивного двигателя самолета, а также для лопастей, предназначенных для открытых двойных винтов противоположного вращения (“open rotor” на английском языке).
Изобретение может также найти применение для выполнения любых массивных деталей сложной геометрической формы.
Следует напомнить, что передняя кромка соответствует передней части аэродинамического профиля, которая обращена в сторону воздушного потока и которая делит воздушный поток на воздушный поток корытца и воздушный поток спинки. Задняя кромка соответствует задней части аэродинамического профиля, где сходятся потоки корытца и спинки.
На лопатки газотурбинного двигателя и, в частности, на лопатки вентилятора действуют значительные механические напряжения, связанные, в частности, со скоростью вращения, поэтому они должны удовлетворять строгим условиям веса и габарита.
Следовательно, используют лопатки из композиционных материалов, которые являются более легкими и более жаростойкими.
Как известно, лопатки вентилятора газотурбинного двигателя, выполняемые из композиционного материала, оснащают металлическим усилением, проходящим по всей высоте лопатки и за пределы ее передней кромки, как указано в документе ЕР 1908919. Такое усиление обеспечивает защиту лопатки при попадании постороннего тела в вентилятор, например, такого как птица, град или камни.
В частности, металлическое конструктивное усиление защищает переднюю кромку композитной лопатки от рисков расслаивания, разрыва волокон или повреждения при нарушении сцепления волокно/матрица.
Как известно, лопатка газотурбинного двигателя имеет аэродинамическую поверхность, проходящую в первом направлении между передней кромкой и задней кромкой и во втором направлении, по существу перпендикулярном к первому направлению, между ножкой и вершиной лопатки. Металлическое конструктивное усиление повторяет форму передней кромки аэродинамической поверхности лопатки и проходит в первом направлении за пределы передней кромки аэродинамической поверхности лопатки, следуя профилю корытца и спинки лопатки, и во втором направлении между ножкой и вершиной лопатки.
Как известно, металлическое конструктивное усиление является металлической деталью из титана, полностью выполненной посредством фрезерования из блока материала.
Однако металлическое усиление передней кромки лопатки является сложной в выполнении деталью, требующей многочисленных операций доводки и наличия сложного инструмента, что влечет за собой высокую себестоимость.
Известно выполнение массивных деталей и, в частности, металлических усилений лопатки газотурбинного двигателя в виде трехмерной металлической волокнистой конструкции, выполняемой посредством тканья металлических нитей и при помощи способа изостатического прессования в инструменте, способствующем спеканию металлических нитей металлической волокнистой конструкции, чтобы получить массивную деталь, и этот способ описан в патентной заявке FR0858098.
Обычно тканье волокнистой конструкции реализуют посредством тканья из множества металлических нитей основы и нитей утка, при этом диаметр нитей составляет примерно несколько десятых миллиметра, как правило от 0,1 мм до 0,3 мм.
Полученная таким образом тканая волокнистая конструкция является плоской и относительно жесткой конструкцией, которую необходимо деформировать для получения деформированной заготовки волокнистой конструкции таким образом, чтобы ее можно было ввести в формовочный инструмент.
В рамках выполнения усиления лопатки газотурбинного двигателя волокнистую конструкцию выполняют посредством тканья из нитей на основе титана, который трудно деформировать, в частности, по причине высокого предела упругости титана.
По этой причине волокнистую конструкцию деформируют при помощи специального оборудования, такого как гибочная машина, перед ее укладкой в инструмент. Следовательно, размер деформируемой волокнистой конструкции зависит от размеров гибочной машины. Таким образом, размеры тканья волокнистых конструкций напрямую ограничены характеристиками имеющейся в наличии гибочной машины.
В этом контексте изобретение имеет задачей решить вышеупомянутые проблемы и разработать способ тканья, позволяющий получать волокнистые конструкции большого размера и не зависящие от мощности имеющегося в наличии формовочного оборудования.
В этой связи объектом изобретения является способ изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья из металлических нитей утка и металлических нитей основы, отличающийся тем, что включает в себя этап тканья упомянутой волокнистой конструкции посредством последовательного тканья металлических скобок, выполняющих роль нитей утка, при этом упомянутое тканье осуществляют посредством введения каждой из ветвей каждой из упомянутых металлических скобок, по меньшей мере, в один зев, при этом каждый зев образован двумя нитями основы.
Под скобкой следует понимать металлическую деталь, такую как металлическая проволока, изогнутая и содержащая две концевые ветви, соединенные соединительным элементом, образуя, например, деталь по существу U-образной или V-образной формы.
Под зевом следует понимать пространство, образованное двумя нитями основы и позволяющее вводить уточную нить.
Благодаря изобретению, можно просто выполнять волокнистую конструкцию большого размера, которой придают форму во время этапа тканья за счет формы скобок, выполняющих роль нитей утка. Таким образом, способ в соответствии с изобретением позволяет выполнять тканье волокнистой конструкции в трех измерениях.
Таким образом, согласно изобретению, тканье каждой из ветвей скобки в зеве из двух нитей основы осуществляют в двух разных плоскостях тканья. Эти плоскости тканья могут быть параллельными или нет, при этом расположение плоскости тканья двух ветвей зависит от формы скобки.
Таким образом, способ в соответствии с изобретением позволяет отказаться от отдельного этапа деформирования волокнистой конструкции при помощи относительно дорогого специального оборудования, ограничивающего своими размерами размеры волокнистой конструкции.
Так, например, для выполнения металлического усиления лопатки газотурбинного двигателя достаточно просто уложить тканую волокнистую конструкцию в формовочный инструмент для получения конечной детали при помощи способа горячего прессования.
Заготовку волокнистой конструкции получают в ходе собственно этапа тканья, следовательно, способ не требует последующего этапа деформирования волокнистой конструкции посредством холодной и/или горячей деформации при помощи станка, такого как гибочная машина, чтобы придать волокнистой конструкции конкретный угол.
Способ изготовления металлической волокнистой конструкции в соответствии с изобретением может также иметь один или несколько следующих отличительных признаков, рассматриваемых отдельно или в любых технических возможных комбинациях:
- перед упомянутым этапом тканья упомянутый способ содержит этап выполнения упомянутых металлических скобок посредством сгибания металлических отрезков прямолинейной формы;
- перед упомянутым этапом сгибания упомянутый способ содержит этап нарезки множества металлических отрезков;
- упомянутые металлические скобки сгибают во время упомянутого этапа сгибания в виде U и/или в виде V.
Объектом изобретения является также способ выполнения массивной детали, отличающийся тем, что содержит:
- этап изготовления волокнистой конструкции в соответствии с изобретением;
- этап горячего изостатического прессования упомянутой волокнистой конструкции, способствующий спеканию металлических нитей упомянутой волокнистой конструкции таким образом, чтобы получить массивную деталь.
Предпочтительно упомянутая массивная деталь является металлическим усилением передней кромки или задней кромки лопатки вентилятора для газотурбинного двигателя.
Предпочтительно упомянутая массивная деталь является металлическим усилением лопасти винта.
Объектом изобретения является волокнистая конструкция, выполняемая при помощи заявленного способа изготовления, отличающаяся тем, что выполнена из множества нитей основы и множества нитей утка посредством тканья, при этом нити утка образованы предварительно деформированными металлическими скобками.
Предпочтительно упомянутое множество нитей основы и упомянутое множество нитей утка являются металлическими нитями на основе титана и/или нитями SiC-титана и/или нитями SiC-бора и/или нитями SiC-SiC.
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - вид сбоку лопатки, содержащей конструктивное металлическое усиление передней кромки, полученное из волокнистой конструкции при помощи способа изготовления в соответствии с изобретением.
Фиг.2 - частичный вид в разрезе по плоскости АА фиг. 1.
Фиг.3 - блок-схема основных этапов изготовления металлической волокнистой конструкции при помощи способа в соответствии с изобретением для выполнения металлического конструктивного усиления передней кромки лопатки газотурбинного двигателя.
Фиг.4 - частичный вид волокнистой конструкции во время первого этапа способа изготовления в соответствии с изобретением.
Фиг.5 - частичный вид волокнистой конструкции во время второго этапа способа изготовления в соответствии с изобретением.
Фиг.6 - схематичный вид сбоку участка волокнистой конструкции во время третьего этапа способа изготовления в соответствии с изобретением.
Фиг.7 - схематичный вид волокнистой конструкции в разрезе вдоль оси В-В фиг.6.
Фиг.8 - частичный вид в перспективе конечной волокнистой конструкции, полученной при помощи способа в соответствии с изобретением.
На всех фигурах общие элементы обозначены одинаковыми цифровыми позициями, если только не указано иное.
На фиг.1 представлен вид сбоку лопатки, содержащей конструктивное металлическое усиление передней кромки, полученное при помощи способа изготовления в соответствии с изобретением.
Показанная лопатка 10 является, например, подвижной лопаткой вентилятора газотурбинного двигателя (не показан).
Лопатка 10 содержит аэродинамическую поверхность 12, проходящую в первом осевом направлении 14 между передней кромкой 16 и задней кромкой 18 и во втором осевом направлении 20, по существу перпендикулярном к первому направлению 14, между ножкой 22 и вершиной 24.
Аэродинамическая поверхность 12 образует сторону корытца 13 и сторону спинки 11 лопатки 10, при этом на фиг.1 показана только сторона спинки 13 лопатки 10. Корытце 11 и спинка 13 образуют боковые стороны лопатки 10, которые соединяют переднюю кромку 16 с задней кромкой 18 лопатки 10.
В этом варианте выполнения лопатка 10 является композитной лопаткой, как правило, получаемой посредством придания формы тканой волокнистой текстуре. Например, используемый композиционный материал может представлять собой соединение тканых углеродных волокон и матрицы из смолы, при этом весь комплекс получают посредством формования при помощи способа нагнетания смолы типа RTM (от “Resin Transfer Molding”) или VARRTM (от Vacuum Resin Transfer Molding).
Лопатка 10 содержит металлическое конструктивное усиление 30, приклеенное на уровне ее передней кромки 16 и проходящее одновременно в первом направлении 14 за пределы передней кромки 16 аэродинамической поверхности 12 лопатки 10 и во втором направлении 20 между ножкой 22 и вершиной 24 лопатки.
Как показано на фиг.2, конструктивное усиление 30 следует форме передней кромки 16 аэродинамической поверхности 12 лопатки, которую оно продолжает, образуя переднюю кромку 31, называемую передней кромкой усиления.
Как известно, конструктивное усиление 30 является моноблочной деталью, имеющей по существу V-образное сечение, имеющее основание 39, образующее переднюю кромку 31 и продолженное двумя боковыми бортами 35 и 37, охватывающими соответственно корытце 11 и спинку 13 аэродинамической поверхности 12 лопатки. Борта 35, 37 имеют профиль, заостренный или суженный в направлении задней кромки лопатки.
Основание 39 имеет закругленный внутренний профиль 33, выполненный с возможностью охвата закругленной формы передней кромки 16 лопатки 10.
Конструктивное усиление 30 является металлическим и предпочтительно выполнено на основе титана. Действительно, этот материал обладает высокой способностью поглощения энергии при ударах. Усиление приклеивают на лопатке 10 при помощи клея, известного специалисту, например, такого как цианоакриловый клей или эпоксидный клей.
Этот тип металлического конструктивного усиления 30, используемый для усиления композитной лопатки газотурбинного двигателя описан, в частности, в патентной заявке ЕР1908919.
Способ в соответствии с изобретением позволяет получать конструктивное усиление, показанное на фиг.2, где усиление 30 представлено в своем конечном состоянии.
На фиг.3 представлена блок-схема основных этапов способа 200 изготовления металлической волокнистой конструкции 300, позволяющий, например, получить металлическое конструктивное усиление 30 передней кромки 10 лопатки, показанное на фиг.1 и 2.
Первый этап 210 способа 200 изготовления является этапом нарезки множества металлических отрезков 301 из сплошной металлической проволоки, например, выходящей из фильеры, при этом длину каждого из отрезков 301 определяют в зависимости от реализуемой конечной детали. Отрезанные металлические отрезки 301 показаны на фиг.1. Каждый металлический отрезок 301 может, таким образом, иметь конкретную длину в зависимости от его местонахождения в сетке волокнистой конструкции.
Диаметр металлических отрезков 301 может меняться в зависимости от потребностей пользователя, от толщины материала, необходимого для реализации детали. Определение диаметра отрезков осуществляют на основании компромисса между гибкостью волокнистой конструкции и необходимой толщиной материала в инструменте.
Второй этап 220 способа 200 изготовления является этапом холодной деформации или придания формы металлическим отрезкам 301, отрезанным на первом этапе 210. Этот второй этап показан на фиг.6.
Этот второй этап позволяет придать форму в холодном состоянии (то есть при окружающей температуре) каждому прямолинейному металлическому отрезку 301 за счет пластической деформации, чтобы получить деформированный металлический отрезок 301', геометрию которого определяют в зависимости от реализуемой конечной детали и, в частности, в зависимости от пресс-формы, используемой для выполнения конечной детали.
Металлические отрезки 301' деформируют при помощи простого станка, который можно приводить в действие вручную, поскольку индивидуальная деформация каждого отрезка не требует соответствующих гидравлических средств для осуществления деформации. Предпочтительно станком для деформации является классическая машина, которую можно автоматизировать и калибровать как на уровне конечной формы металлических отрезков 301', так и по усилию давления в зависимости от потребностей пользователя.
Таким образом, металлические отрезки 301' можно деформировать индивидуально или группами из нескольких металлических отрезков.
Этап 220 деформации отрезков позволяет перейти от прямолинейного металлического отрезка 301 к металлическому отрезку 301', деформированному в виде скобки, содержащей две по существу прямолинейные ветви 302 и 303, соединенные между собой соединительным элементом 304, претерпевшим, по меньшей мере, одну деформацию. Длина ветвей 302 и 303 может быть разной для одной и той же скобки. Металлический отрезок 301 может быть также полностью или частично сплющен (например, для уменьшения локальной толщины) или иметь профиль не круглой формы, а в виде квадрата, прямоугольника, шестиугольника и т.д.
В рамках выполнения металлического усиления лопатки газотурбинного двигателя предпочтительно отрезки 301' сгибают в виде U или V.
Третий этап 230 способа 200 изготовления является этапом трехмерного тканья волокнистой конструкции 100, показанной на фиг.6, 7 и 8.
На фиг.6 схематично сбоку показан участок волокнистой конструкции 100, полученной посредством тканья металлических отрезков, сформированных на втором этапе.
На фиг.7 волокнистая конструкция схематично показана в разрезе по оси В-В фиг.6.
Наконец, на фиг.8 в перспективе показан участок волокнистой конструкции 100, полученной при помощи способа 200 изготовления в соответствии с изобретением.
Этап 230 тканья позволяет получить одну или несколько трехмерных металлических волокнистых конструкций 100 для реализации конечной детали.
Для этого волокнистую конструкцию 100 выполняют из множества «нитей основы» и «нитей утка»; в нашем примере роль ниток утка выполняют деформированные металлические отрезки 301'.
Этап 230 тканья выполняют посредством последовательного тканья каждого деформированного металлического отрезка 301', выполняющего роль уточной нити в зевах, образованных двумя нитями основы.
В частности, тканье выполняют путем введения каждой из ветвей 302 и 303 каждого деформированного металлического отрезка 301', по меньшей мере, в один зев 305, 306, образованный двумя нитями основы.
Зевом называют пространство, образованное двумя нитями основы и позволяющее вводить уточную нить.
Этап 230 тканья выполняют при помощи ткацкого оборудования типа ткацкого станка, содержащего средства, выполненные с возможностью формирования двух отдельных зевов 305, 306, отрывающихся и закрывающихся одновременно таким образом, чтобы две ветви 302, 303 каждого деформированного металлического отрезка 301' оказывались одновременно закрепленными, по меньшей мере, в двух отдельных зевах 305, 306.
Таким образом, каждый металлический отрезок 301' ткут посредством введения каждой из его ветвей, по меньшей мере, в один зев 305, 306, чтобы сформировать волокнистую конструкцию 100.
Каждый деформированный металлический отрезок 301' вводят в зевы 306, 307, например, при помощи цвиккеля, поддерживающего деформированный металлический отрезок 301' и позиционирующего его в соответствующих зевах.
Рисунки тканья волокнистой конструкции 100 классически являются рисунками тканья, например, применяемыми в области тканья композиционных волокон, типа саржи, тафты, сатина или рисунками тканья, описанными в патентной заявке ЕР1526285, если не считать того, что нить утка является деформированной, а не прямолинейной нитью.
Металлические отрезки в основном являются проволокой на основе титана. Однако в ткань можно вводить металлические отрезки на основе карбида кремния и титана (SiC-Ti), нитей, покрытых бором (нити SiC-бор) или карбидом кремния (нити SiC-SiC).
Как правило, обозначение волокна SiC-Ti или SiC/Ti для специалиста указывает на волокно SiC, покрытое сплавом на основе титана.
Металлические отрезки 301, 301' по существу имеют диаметр, меняющийся от 0,1 мм до 5 мм.
После этого волокнистую конструкцию 100 уплотняют в формовочном инструменте посредством горячего изостатического прессования (НР от Hot Isostatic Pressing на английском языке).
Горячее изостатическое прессование является широко распространенным и известным способом изготовления, предназначенным для уменьшения пористости металлов и для изменения плотности многочисленных металлов, таких как керамические материалы. Способ изостатического прессования позволяет также улучшить механические свойства и поведение материалов.
Изостатическое прессование осуществляют при высокой температуре (обычно от 400°С до 1400° и примерно 1000° для титана) и с изостатическим давлением.
Таким образом, применение тепла в сочетании с внутренним давлением приводит к устранению пустых пространств волокнистой конструкции 100, а также микропор за счет комбинации пластической деформации, ползучести и диффузионной сварки и к получению конечной детали.
В случае выполнения металлического усиления лопатки газотурбинного двигателя конечная деталь содержит внутренний и внешний профили металлического усиления 30. После этого конечную деталь извлекают из пресс-формы.
Этап изостатического прессования осуществляют в вакууме, предпочтительно во вторичном вакууме либо в сваренном инструменте, в котором создают вторичный вакуум, либо в рукаве автоклава; выбор способа зависит от количества производимых деталей. Вторичный вакуум позволяет избежать присутствия кислорода в инструменте и на уровне волокнистой конструкции во время этапа изостатического прессования титана.
Инструмент выполняют из металлического сплава, называемого жаропрочным сплавом или высококачественным сплавом.
Изостатическое прессование может сначала содержать этап очистки, обезжиривания и/или химического травления волокнистой конструкции, чтобы удалить остаточные загрязнения волокнистой конструкции.
Предпочтительно этап очистки от загрязнений осуществляют посредством погружения волокнистого комплекса в ванну с моющим веществом или с химическим агентом.
В сочетании с этими основными этапами выполнения деталь после уплотнения может потребовать операций отделки и доводки посредством механической обработки для получения усиления 30. Эти операции доводки могут включать в себя:
- операцию доводки профиля основания 39 усиления 30 для его точной отделки, в частности, аэродинамического профиля передней кромки 31;
- операцию доводки бортов 35, 37; в частности, этот этап состоит в обтачивании бортов 35, 37 и в утонении бортов корытца и спинки;
- операцию отделки, позволяющую получить необходимое состояние поверхности.
Настоящее изобретение в основном было описано с использованием металлических отрезков на основе титана для выполнения волокнистой конструкции; вместе с тем, способ выполнения можно также применять с любым металлическим материалом, имеющим свойства, позволяющие производить обработку давлением и/или диффузионную сварку.
Изобретение описано в рамках выполнения волокнистой конструкции для получения металлического усиления композитной лопатки газотурбинного двигателя; вместе с тем, изобретение можно также применять для выполнения волокнистой конструкции с целью получения металлического усиления металлической лопатки газотурбинного двигателя, для получения металлического усиления задней кромки лопатки газотурбинного двигателя, для получения металлического усиления лопасти винта.
Другими преимуществами изобретения также являются:
- снижение стоимости производства;
- сокращение времени производства;
- упрощение процесса производства;
- снижение расходов на материал.

Claims (9)

1. Способ (200) изготовления металлической волокнистой трехмерной конструкции (100) посредством тканья из металлических нитей утка и металлических нитей основы, отличающийся тем, что включает в себя этап (230) трехмерного тканья посредством последовательного тканья множества металлических скобок (301′), выполняющих роль нитей утка, при этом упомянутое тканье осуществляют в различных плоскостях тканья посредством введения каждой из ветвей (302, 303) каждой из упомянутых металлических скобок (301′) по меньшей мере в один зев (305, 306), при этом каждый зев (305, 306) образован двумя нитями основы.
2. Способ (200) изготовления по п.1, отличающийся тем, что перед упомянутым этапом (230) тканья упомянутый способ содержит этап (220) сгибания для выполнения упомянутых металлических скобок (301′) посредством сгибания металлических отрезков (301) прямолинейной формы.
3. Способ (200) изготовления по п.2, отличающийся тем, что перед упомянутым этапом (220) сгибания упомянутый способ содержит этап (210) нарезки множества металлических отрезков (301).
4. Способ (200) изготовления по п.2, отличающийся тем, что упомянутые металлические скобки (301′) сгибают во время упомянутого этапа (220) сгибания в виде U и/или в виде V.
5. Способ выполнения массивной детали, отличающийся тем, что содержит:
- этап изготовления волокнистой металлической конструкции (100) по одному из пп. 1-4;
- этап горячего изостатического прессования упомянутой волокнистой конструкции (100), способствующий спеканию металлических нитей упомянутой волокнистой конструкции (100) таким образом, чтобы получить массивную деталь.
6. Способ выполнения массивной детали по п.5, отличающийся тем, что упомянутая массивная деталь является металлическим усилением передней кромки или задней кромки лопатки вентилятора для газотурбинного двигателя.
7. Способ выполнения массивной детали по п.5, отличающийся тем, что упомянутая массивная деталь является металлическим усилением лопасти винта.
8. Волокнистая конструкция (100), выполненная при помощи способа по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что выполнена из множества нитей основы и множества нитей утка посредством тканья, при этом нити утка образованы предварительно деформированными металлическими скобками (301′).
9. Волокнистая металлическая конструкция (100) по п.8, отличающаяся тем, что упомянутое множество нитей основы и упомянутое множество нитей утка являются металлическими нитями на основе титана и/или нитями SiC-титана.
RU2013120969/12A 2010-10-11 2011-10-10 Способ изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья RU2588842C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1058237 2010-10-11
FR1058237A FR2965824B1 (fr) 2010-10-11 2010-10-11 Procede de fabrication d'une structure fibreuse metallique par tissage
PCT/FR2011/052361 WO2012049414A2 (fr) 2010-10-11 2011-10-10 Procede de fabrication d'une structure fibreuse metallique par tissage

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013120969A RU2013120969A (ru) 2014-11-20
RU2588842C2 true RU2588842C2 (ru) 2016-07-10

Family

ID=43587355

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013120969/12A RU2588842C2 (ru) 2010-10-11 2011-10-10 Способ изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9605364B2 (ru)
EP (1) EP2627809B1 (ru)
CN (1) CN103154343B (ru)
BR (1) BR112013008739B1 (ru)
CA (1) CA2813887C (ru)
FR (1) FR2965824B1 (ru)
RU (1) RU2588842C2 (ru)
WO (1) WO2012049414A2 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2970715B1 (fr) * 2011-01-21 2014-10-17 Snecma Structure fibreuse tissee multicouches ayant une partie tubulaire creuse, procede de fabrication et piece composite la comportant
WO2012117202A1 (fr) * 2011-03-01 2012-09-07 Snecma Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
JP6026439B2 (ja) * 2011-03-01 2016-11-16 スネクマ タービンエンジンブレード補強材などの金属部品を製造するプロセス
WO2015034612A1 (en) * 2013-09-09 2015-03-12 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
WO2015069335A2 (en) * 2013-09-09 2015-05-14 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
GB201419412D0 (en) * 2014-10-31 2014-12-17 Rolls Royce Plc Rotary device
FR3041684B1 (fr) * 2015-09-28 2021-12-10 Snecma Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
CN110344887B (zh) * 2018-04-03 2022-02-18 中国航发商用航空发动机有限责任公司 混合材料风扇叶片及其制备方法
US10815795B2 (en) 2018-12-20 2020-10-27 General Electric Company Pre-tension and retention structure for composite fan blade
CN112453834A (zh) * 2020-11-19 2021-03-09 中国航空制造技术研究院 复杂型面钛合金零件结构的制备方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3376001A (en) * 1964-04-15 1968-04-02 Bekaert Pvba Leon Mesh with variable spaces
SU895582A1 (ru) * 1978-06-19 1982-01-07 Одесский Сталепрокатный Завод Им.Дзержинского Министерства Черной Металлургии Усср Способ изготовлени металлических сеток и устройство дл его осуществлени
US6123115A (en) * 1998-08-14 2000-09-26 Prodesco, Inc. Weaving shuttle
US20090111346A1 (en) * 2005-11-08 2009-04-30 Ingo Kufferath-Kassner Woven Fabric Comprising Weft Wires

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US302306A (en) * 1884-07-22 Wire-working
GB313947A (en) * 1928-06-20 1930-01-30 August Ernst Helman Method of making woven wire screens
FR858098A (fr) 1938-08-02 1940-11-16 Tube de pitot chauffé électriquement
GB830908A (en) * 1956-01-30 1960-03-23 Aircraft Porous Media Inc Perforate metal sheets and method of forming the same
US3249126A (en) * 1962-03-08 1966-05-03 Novi Patentverwertungs G M B H Sliding clasp fasteners
US3414666A (en) * 1963-10-14 1968-12-03 Electromechanical Devices Inc Weaved electronic equipment
US3722355A (en) * 1965-08-03 1973-03-27 Aerojet General Co Lightweight armor material
DE1785363C3 (de) * 1967-09-28 1982-05-06 Yoshida Kogyo K.K., Tokyo Reißverschluß
US4001478A (en) * 1967-10-16 1977-01-04 Avco Corporation Three-dimensional fabric material
US4006999A (en) * 1975-07-17 1977-02-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Leading edge protection for composite blades
SU895852A1 (ru) 1980-01-07 1982-01-07 Всесоюзный Научно-Исследовательский И Проектно-Конструкторский Институт Горнорудного Машиностроения Устройство дл загрузки горной массы в транспортные емкости
US5104726A (en) * 1989-12-29 1992-04-14 Woven Electronics Corporation Woven fabric and process for reinforced structural composites
US5127444A (en) * 1990-02-28 1992-07-07 Tominaga Machine Mfg. Co., Ltd. Method and apparatus for leno weaving a three dimensional fabric
DE4031212A1 (de) * 1990-10-04 1992-04-09 Kufferath Geb Gkd Drahtgewebeband
JPH0819594B2 (ja) * 1991-10-17 1996-02-28 株式会社豊田自動織機製作所 複合材料用三次元織物
DE4225599A1 (de) * 1992-08-03 1994-02-17 Harald Dr Kayser Tragflügel für Windenergieanlage
US5456974A (en) * 1993-03-12 1995-10-10 Lundblad; Wayne E. Ballistic resistant article comprising a three dimensional interlocking woven fabric
US6431837B1 (en) * 1999-06-01 2002-08-13 Alexander Velicki Stitched composite fan blade
US6742547B2 (en) * 2000-09-20 2004-06-01 Bally Ribbon Mills Three-dimensional woven forms with integral bias fibers and bias weaving loom
US6739937B2 (en) * 2000-12-21 2004-05-25 Kenneth D. Snelson Space frame structure made by 3-D weaving of rod members
US7141740B2 (en) * 2002-12-13 2006-11-28 Taiwan Maeden Co., Ltd. Sound signal wire and process for enhancing rigidity thereof
DE10307610A1 (de) * 2003-02-22 2004-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verdichterschaufel für ein Flugzeugtriebwerk
FR2861143B1 (fr) 2003-10-20 2006-01-20 Snecma Moteurs Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procede de fabrication
WO2005044483A1 (en) * 2003-11-07 2005-05-19 Ki Ju Kang Three-dimensional cellular light structures directly woven by continuous wires and the manufacturing method of the same
GB0428201D0 (en) * 2004-12-22 2005-01-26 Rolls Royce Plc A composite blade
FR2902803B1 (fr) * 2006-06-21 2008-11-14 Snecma Propulsion Solide Sa Structure fibreuse de renfort pour piece en materiau composite et piece la comportant
FR2906320B1 (fr) 2006-09-26 2008-12-26 Snecma Sa Aube composite de turbomachine a renfort metallique
DE102006061915A1 (de) * 2006-12-21 2008-07-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Hybrid-Fanschaufel und Verfahren zu deren Herstellung
US7581569B2 (en) * 2007-03-27 2009-09-01 Lumsden Corporation Screen for a vibratory separator having wear reduction feature
FR2939153B1 (fr) * 2008-11-28 2011-12-09 Snecma Propulsion Solide Realisation d'une structure fibreuse a epaisseur evolutive par tissage 3d
FR2939130B1 (fr) 2008-11-28 2011-09-16 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication de piece de forme de forme complexe en materiau composite.
US8419374B2 (en) * 2009-08-14 2013-04-16 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine engine composite blade
KR101155267B1 (ko) * 2009-08-27 2012-06-18 전남대학교산학협력단 3차원 다공질 경량 구조체의 제조 방법

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3376001A (en) * 1964-04-15 1968-04-02 Bekaert Pvba Leon Mesh with variable spaces
SU895582A1 (ru) * 1978-06-19 1982-01-07 Одесский Сталепрокатный Завод Им.Дзержинского Министерства Черной Металлургии Усср Способ изготовлени металлических сеток и устройство дл его осуществлени
US6123115A (en) * 1998-08-14 2000-09-26 Prodesco, Inc. Weaving shuttle
US20090111346A1 (en) * 2005-11-08 2009-04-30 Ingo Kufferath-Kassner Woven Fabric Comprising Weft Wires

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013120969A (ru) 2014-11-20
CA2813887C (fr) 2018-06-26
CA2813887A1 (fr) 2012-04-19
BR112013008739B1 (pt) 2020-07-07
FR2965824B1 (fr) 2013-11-15
BR112013008739A2 (pt) 2016-06-28
US9605364B2 (en) 2017-03-28
CN103154343B (zh) 2016-07-06
EP2627809B1 (fr) 2019-07-17
EP2627809A2 (fr) 2013-08-21
WO2012049414A3 (fr) 2012-08-30
WO2012049414A2 (fr) 2012-04-19
CN103154343A (zh) 2013-06-12
FR2965824A1 (fr) 2012-04-13
US20130186507A1 (en) 2013-07-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2588842C2 (ru) Способ изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья
RU2566696C2 (ru) Способ изготовления массивной детали
JP5909507B2 (ja) タービンエンジンブレードの補強材などの金属部品を作成するための方法
US9364887B2 (en) Process for manufacturing a metal part, such as turbine engine blade reinforcement
CN102387908B (zh) 一种用复合材料制成的涡轮机叶片的制造方法
US10563523B2 (en) Method for fabricating a ceramic matrix composite rotor blade
EP2354455A2 (en) Composite fan blade
GB2503386A (en) System for changing the pitch of the contra-rotating propellers of a turboshaft engine
JP6333841B2 (ja) 複合材料製タービンエンジンブレード根元部の製造方法および該方法により製造されたブレード根元部
CA2799706A1 (en) Turbomachine blade having complementary asymmetrical geometry
EP3287265A1 (en) Gas-turbine engine composite components with integral 3-d woven off-axis reinforcement
WO2013172893A2 (en) Composite airfoil with local tailoring of material properties
US11982209B2 (en) Vane made of composite material having a three-dimensional woven fibrous reinforcement and two-dimensional woven skin and method for manufacturing same
CN103562556B (zh) 加强机械零件的方法
CN103476544A (zh) 制作金属部件的方法
US9238282B2 (en) Method for manufacturing a metal part
CN115244272B (zh) 复合材料涡轮发动机叶片的纤维织构
Grosch et al. Using 3D weaving for additive manufacturing of ceramic preforms
US11828195B2 (en) Fibrous preform for the aerodynamic profile of a turbomachine blade

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner