RU2591148C2 - Деталь из композиционного материала, содержащая средство крепления - Google Patents

Деталь из композиционного материала, содержащая средство крепления Download PDF

Info

Publication number
RU2591148C2
RU2591148C2 RU2013144380/05A RU2013144380A RU2591148C2 RU 2591148 C2 RU2591148 C2 RU 2591148C2 RU 2013144380/05 A RU2013144380/05 A RU 2013144380/05A RU 2013144380 A RU2013144380 A RU 2013144380A RU 2591148 C2 RU2591148 C2 RU 2591148C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
yarns
fastener
fiber structure
fastening
fiber
Prior art date
Application number
RU2013144380/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013144380A (ru
Inventor
Лоик ОЛИВЬЕ
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 RU2013144380A publication Critical patent/RU2013144380A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2591148C2 publication Critical patent/RU2591148C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/02—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
    • B32B3/08—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by added members at particular parts
    • 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
    • C04B35/515—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics
    • C04B35/56—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics based on carbides or oxycarbides
    • C04B35/565—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics based on carbides or oxycarbides based on silicon carbide
    • C04B35/571—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on non-oxide ceramics based on carbides or oxycarbides based on silicon carbide obtained from Si-containing polymer precursors or organosilicon monomers
    • 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
    • C04B35/83—Carbon fibres in a carbon matrix
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/403—Casings; Connections of working fluid especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2280/00—Materials; Properties thereof
    • F05B2280/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05B2280/6003—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24008—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including fastener for attaching to external surface

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)

Abstract

Изобретение относится к волоконной структуре для упрочнения детали из композиционного материала, детали из композиционного материала, турбореактивному двигателю, летательному аппарату, способу изготовления детали из композиционного материала. Волоконная структура для упрочнения детали из композиционного материала образуется путем многослойного переплетения между множеством слоев основной пряжи и множеством слоев уточной пряжи. Волоконная структура включает в себя элементы крепления на, по меньшей мере, одной из своих поверхностей. Каждый элемент крепления содержит тело, размещенное под пряжами, которые имеются на лицевой поверхности волоконной структуры, и участки крепления, расположенные поверх упомянутых пряж. Изобретение обеспечивает повышение физико-механических свойств получаемых изделий. 5 н. и 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к изготовлению деталей из композиционного материала и, в частности, к деталям, оснащенным средством присоединения или крепления, в частности, для поддержки деталей оборудования.
Уровень техники
Более конкретно, область применения изобретения - изготовление деталей из конструкционного композиционного материала, то есть конструкционных деталей, имеющих волоконное упрочнение, уплотненное матрицей. Композиционные материалы позволяют изготавливать детали, общий вес которых меньше, чем вес тех же самых деталей, изготовленных из металлического материала. Волоконное упрочнение деталей из композиционного материала, которые имеют стандартные формы, такие как кожухи или панели, обычно выполняют в виде одной отдельной части с помощью многослойного переплетения между слоями основных пряж и слоями уточных пряж. После того, как упрочнение было уплотнено матрицей, получается хорошее распределение локальных механических усилий по всей детали, что позволяет получить хорошие конструкционные характеристики детали и высокую механическую прочность.
При изготовлении деталей из металлического материала отдельные части оборудования или опоры, которые используются при креплении таких отдельных деталей оборудования, крепятся непосредственно к детали, в частности, с помощью сварки или посредством отверстий, просверленных в детали и подходящих для прохождения крепежных элементов, таких как болты или заклепки.
Тем не менее при использовании детали из композиционного материала невозможно приварить опоры и отдельные части оборудования непосредственно к этой детали. Кроме того, просверленные отверстия механически ослабляют деталь, поскольку отверстия создают зазоры на путях, по которым передаются усилия. Для деталей, которые предназначены для применения в авиации, таких как корпуса турбореактивных двигателей, не допускается наличие отверстий в зоне удержания детали.
Сущность изобретения
Таким образом, желательно выполнить детали из композиционного материала с возможностью крепления к ним отдельных частей оборудования, в частности, с помощью сварки или пайки и без необходимости выполнения отверстий в конструкционном теле детали.
С этой целью изобретение обеспечивает волоконную структуру для упрочнения детали из композиционного материала, причем упомянутая структура получается путем многослойного переплетения между множеством слоев основных пряж и множеством слоев уточных пряж, при этом волоконная структура характеризуется тем, что она дополнительно включает в себя, по меньшей мере, на одной из своих сторон один или более элементов крепления, причем каждый элемент крепления содержит тело, размещенное в, по меньшей мере, детали под пряжами, присутствующими на лицевой стороне упомянутой волоконной структуры, и, по меньшей мере, один участок крепления, расположенный поверх упомянутых пряж.
Таким образом, используя волоконную структуру изобретения, можно сформировать детали из композиционного материала, которые включают в себя элементы крепления, надежно закрепленные на детали и имеющие участки крепления, которые можно использовать для крепления отдельных частей оборудования без ослабления конструкционных свойств детали.
В первом аспекте изобретения каждый элемент крепления выполнен из металлического материала, тем самым позволяя прикреплять к детали отдельные части оборудования или другие участки элемента крепления, в частности, с помощью сварки, пайки или металлического клея.
Во втором аспекте изобретения каждый элемент содержит первый и второй участки крепления, продолжающиеся на любой стороне упомянутого тела или поверх пряж волоконной структуры.
В третьем аспекте изобретения упомянутые первый и второй участки имеют плоскую форму.
В четвертом аспекте изобретения каждый участок крепления соответствует лапке крепления.
В пятом аспекте изобретения каждый участок крепления продолжается по направлению к удерживающей лапке, размещенной под одной или более пряжами волоконной структуры.
Изобретение также обеспечивает деталь из композиционного материала, включающую в себя волоконную структуру изобретения.
В варианте осуществления изобретения каждый элемент крепления дополнительно включает в себя накладку, прикрепленную к каждому участку крепления.
В аспекте изобретения деталь образует кожух для авиационного двигателя.
Изобретение также обеспечивает турбореактивный двигатель, включающий в себя кожух авиационного двигателя изобретения.
Изобретение также обеспечивает летательный аппарат, оснащенный, по меньшей мере, одним турбореактивным двигателем изобретения.
Изобретение также обеспечивает способ изготовления детали из композиционного материала, при котором:
- изготавливают волоконную структуру путем многослойного переплетения между множеством слоев основной пряжи и множеством слоев уточной пряжи;
- формируют волоконную структуру и
- уплотняют заготовку матрицей;
причем способ характеризуется тем, что он дополнительно включает, перед уплотнением заготовки, этап, на котором вводят тело, по меньшей мере, одного элемента крепления под пряжами, выполненными на стороне волоконной структуры, при этом элемент крепления также включает в себя, по меньшей мере, один участок крепления, расположенный поверх упомянутых пряж.
В первом аспекте способа изобретения, во время введения тела каждого элемента крепления под пряжами, которые доступны с лицевой стороны волоконной структуры, упомянутые пряжи ослабляются таким образом, чтобы под ними мог проходить каждый элемент крепления, причем пряжи, по существу, являются натянутыми.
Во втором аспекте изобретения каждый элемент крепления размещается на волоконной структуре во время переплетения, причем один или более дополнительных слоев переплетаются поверх своего элемента крепления.
В третьем аспекте способа изобретения при введении каждого элемента крепления под пряжами волоконной структуры, элемент крепления находится в форме стержня. После упомянутой вставки, по меньшей мере, участок элемента крепления, расположенного поверх пряж волоконной структуры, выравнивается для того, чтобы образовался участок крепления.
В четвертом аспекте способа изобретения, при уплотнении заготовки, лицевая сторона каждого участка крепления элемента крепления, который обращен в сторону от волоконной структуры, обрабатывается таким образом, чтобы полностью удалить матрицу на конце уплотнения.
В пятом аспекте способа изобретения каждый участок крепления продолжается по направлению к удерживающей лапке, которая размещается под одной или более пряжами волоконной структуры при введении элемента(ов) уплотнения под пряжами этой структуры.
В шестом аспекте способа изобретения каждый элемент крепления также включает в себя накладку, закрепленную на каждом из участков крепления.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества изобретения будут очевидны из нижеследующего описания конкретных вариантов осуществления изобретения, приведенных в качестве неограничивающих примеров и со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 - вид в перспективе корпуса авиационного двигателя согласно варианту осуществления изобретения;
фиг. 2 - схематичный вид участка волоконной структуры, предназначенного для изготовления корпуса авиационного двигателя с фиг. 1;
фиг. 3А и 3D - виды уточных участков в увеличенном масштабе, показывающие пример размещения уточных пряж волоконной структуры с фиг. 2;
фиг. 4 - схематичный перспективный вид, показывающий вставку двух оснований крепления в волоконной структуре с фиг. 2;
фиг. 5 - схематичный вид в перспективе, показывающий волоконную структуры с фиг. 2 после введения в нее оснований крепления;
фиг. 6 - схематичный вид в перспективе, показывающий формирование волоконной структуры с фиг. 5 перед уплотнением;
фиг. 7 - схематичный перспективный вид, показывающий деталь, полученную после уплотнения волоконной заготовки с фиг. 6;
фиг. 8 - схематичный перспективный вид, показывающий участок корпуса авиационного двигателя с фиг. 1, который имеет основания крепления;
фиг. 9 - схематичный вид в перспективе, показывающий участок корпуса авиационного двигателя с фиг. 1, который имеет основания крепления с накладками, закрепленными на нем;
фиг. 10 - схематичный перспективный вид, показывающий два стержня, предназначенные для формирования элементов крепления в волоконной структуре согласно другому варианту осуществления;
фиг. 11 - схематичный вид в перспективе, показывающий волоконную структуру с фиг. 10 после вставки стержней и после подравнивания концов стержней;
фиг. 12 - схематичный вид в перспективе, показывающий волоконную структуру с фиг. 10 после уплотнения;
фиг. 13 - схематичный вид в перспективе, показывающий введение основания крепления волоконной структуры согласно другому варианту осуществления; и
фиг. 14 - схематичный вид в перспективе, показывающий волоконную структуру с фиг. 13 после уплотнения.
Подробное описание изобретения
Изобретение применимо, в общем, к изготовлению деталей из композиционного материала, содержащих волоконное упрочнение, уплотненное матрицей, и в котором тело предназначено для удержания или поддержания отдельных частей оборудования (коробов, кабелей и т.д.). Термин "тело", используемый в данном описании, означает любой конструкционный участок детали, который, в частности, но не исключительно, имеет форму тела вращения, такого как защитный кожух.
Согласно изобретению один или более элементов крепления включены, по меньшей мере, в одну поверхность тела, в частности, для обеспечения возможности удержания или крепления отдельной детали оборудования без необходимости сверления в теле детали.
На фиг. 1 показан кожух 10 двигателя самолета из композиционного материала, который состоит из защитного кожуха 11, имеющего первый и второй элементы 12 и 13 крепления для прикрепления отдельных деталей оборудования к защитному кожуху 11 и для прокладки и удержания кабелей (на фиг.1 не показаны).
На фиг.2 показан весьма схематичный вид волоконной заготовки 100 для использования при формировании волоконного упрочнения защитной оболочки 11 корпуса 10.
Как схематично показано на фиг.2, волоконная заготовка 100 получена путем многослойного переплетения, которое выполняется традиционным способом посредством жаккардового ткацкого станка, на котором пучок основных пряж 101 или прядей размещается в виде множества слоев, причем основные пряжи связаны между собой уточными пряжами 102.
В показанном примере многослойное переплетение представляет собой плетение с ткацким плетением типа "интерлок-переплетение". Термин "интерлок-переплетение", используемый в данном описании, означает ткацкое плетение, в котором каждый слой уточных пряж связывает между собой множество слоев основных пряж со всеми пряжами в данном столбце основы, имеющем одинаковый ход в плоскости переплетения.
Термин "пряжа", используемый в данном описании, означает пряди, каждая из которых состоит из набора нетканых нитей. В частности, каждая пряжа может содержать скрученные пряди из 3000 - 12000 нитей.
Естественно, можно использовать и другие известные типы многослойного переплетения.
Волоконная заготовка изобретения может быть тканой, в частности, но не исключительно, из пряж, изготовленных из углеродного волокна или керамического волокна, такого как карбидокремниевое волокно.
Как показано на фиг. 2, волоконная заготовка 100 имеет форму полосы, проходящей по длине в направлении X, причем заготовка 100 предназначена для формирования защитного кожуха 11 корпуса 10 после его формирования и уплотнения.
Один способ выполнения многослойного переплетения заготовки 100 с переплетением типа интерлок-переплетения схематично показан на фиг. 3А-3Б, на которых изображены соответствующие местные виды в увеличенном масштабе последовательных плоскостей основной части. В этом примере заготовка 100 имеет шесть слоев основных пряж 101, продолжающихся в направлении X. На фиг. 3А-3Б шесть слоев основных пряж C1-C6 связаны между собой уточными пряжами T1-T5. В данном описании показаны только шесть слоев основных пряж и только пять слоев уточных пряж, естественным образом продолжающихся вдоль размеров (ширины и толщины) волоконной структуры, которую желательно получить, причем эту структуру можно выполнить с гораздо большим количеством слоев основных пряж и уточных пряж на слой.
На конце переплетения нетканые основные и уточные пряжи срезаются для извлечения заготовки 100, как показано на фиг. 2, где заготовка показана на конце многослойного переплетения.
После того как волоконная заготовка 100 сформирована, основания 120 и 130 крепления вводятся под пряжи волоконной структуры, как показано на фиг. 4. В данном описанном примере основание 120 или 130 крепления состоит из соответствующего тела 121 или 131, имеющего на своих двух концах, соответствующие участки 122, 123 или 132, 133 крепления, причем эти участки имеют плоскую форму. Основания 120 и 130 крепления предпочтительно, но не исключительно выполнены из металлического материала для того, чтобы обеспечить крепление других участков элементов крепления или оборудования к участкам 122, 123, 132 и 133 крепления с помощью сварки или пайки.
До сих пор в данном описанном варианте осуществления основные пряжи 1011 и 1012 вытягиваются локально (фиг. 2) для того, чтобы ослабить их и позволить телам 121 и 131, соответственно, оснований 120 и 130 крепления пройти под этими пряжами. После позиционирования оснований 120 и 130 крепления таким образом, основные пряжи 1011 и 1012 натягиваются для того, чтобы прижать тела 121 и 131, как показано на Фиг. 5.
После этого волоконную заготовку 100 формуют для того, чтобы сформировать защитный кожух 11 корпуса 10, как показано на фиг. 6. Для этой цели, как показано на фиг. 6, волоконная заготовка 100 формуется в форме 140, в данном случае в форме оправки, и соответствующей внутренней форме корпуса 10, который необходимо выполнить. Посредством примера, свободные концы заготовки 100 можно прошить перед уплотнением или их можно наложить друг на друга, при этом концы затем соединяются вместе во время уплотнения. Это позволяет получить волоконную заготовку 160, которая готова для уплотнения. В альтернативных вариантах осуществления волоконная заготовка имеет длину, которая превышает в несколько раз окружность корпуса.
Волоконную заготовку 160 затем уплотняют, где уплотнение заключается в заполнении пор заготовки по всему или части ее объема, материалом для образования матрицы.
Матрицу композиционного материала, образующего структуру обтекаемого профиля, можно получить известным способом с использованием жидкостной технологии.
Жидкостная технология состоит в пропитке заготовки жидким составом, который содержит органический предшественник для материала матрицы. Органический предшественник обычно находится в виде полимера, такого как смола, возможно растворенного в растворителе. Заготовку помещают в форму, которую можно закрыть герметичным образом для того, чтобы получить полость с формой, соответствующей окончательно сформованной части. В этом примере заготовку помещают между формой 140 и контрформой 150, состоящей из двух участков 151 и 152, при этом форма и контрформа, соответственно, имеют внутреннюю форму и внешнюю форму корпуса, который необходимо изготовить. После закрытия контрформы 150 жидкий предшественник матрицы (например, смолу) впрыскивается в полость для того, чтобы пропитать весь волоконный участок заготовки.
Предшественник преобразуется в органическую матрицу, то есть полимеризуется, за счет применения термообработки, обычно за счет нагревания формы, и последующего удаления какого-либо растворителя, и последующего отверждения полимера, при этом заготовка продолжает удерживаться в форме, которая имеет форму, соответствующую форме части, которую необходимо изготовить. Органическую матрицу можно, в частности, получить с использованием эпоксидной смолы, такой как эпоксидная смола с высокими показателями, например, или за счет использования жидких предшественников для матриц, которые могут представлять собой углерод или керамику.
При формировании углеродной или керамической матрицы термообработка заключается в полимеризации органического предшественника для того, чтобы преобразовать органическую матрицу в матрицу углерода или керамики в зависимости от используемого предшественника и условий пиролиза. Посредством примера жидкие предшественники для углерода могут представлять собой смолы, имеющие относительно высокое содержание кокса, такого как феноловые смолы, тогда как жидкие предшественники для керамики, в частности для SiC, могут представлять собой смолы, типа поликарбосилана (PCS), или типа полититанкарбосилана, или типа полисилазана (PTCS). Несколько последующих циклов, проходящих от пропитки до термообработки, можно выполнить для того, чтобы достичь желательной степени уплотнения.
В аспекте изобретения волоконную заготовку можно уплотнить с помощью широко известного способа литьевого прессования пластмасс (RTM). В способе RTM волоконная заготовка 160 помещается между формой и контрформой, которые, соответственно, представляют собой внутреннюю форму и внешнюю форму корпуса, который необходимо изготовить (типа формы 140 и контрформы 150). Термоусадочная смола затем впрыскивается во внутреннее пространство, ограниченное между формой и контрформой, которое содержит волоконную заготовку. Градиент давления обычно устанавливается в этом внутреннем пространстве между местоположением, где впрыскивается смола, и отверстиями для подачи смолы для того, чтобы управлять и оптимизировать пропитку заготовки смолой.
Например, используемой смолой может быть эпоксидная смола. Смолы, подходящие для способов RTM, широко известны. Они предпочтительно имеют низкую вязкость для того, чтобы облегчить впрыскивание в волокно. Класс температуры и/или химические свойства смолы определяются в зависимости от термомеханических напряжений, которым подвергается деталь. После впрыскивания смолы в упрочнение, она полимеризуется под действием высокой температуры при использовании способа RTM.
Какой бы способ уплотнения не использовался, следует проявлять осторожность во избежание осаждения смолы или образования матрицы на лицевых сторонах участков 122, 123, 132 и 133 крепления, которые обращены в сторону от волоконной заготовки, например, путем зачистки от всякого смоляного облоя, который может присутствовать на них или с помощью любой другой обработки, которая позволяет их очистить.
После впрыскивания и полимеризации деталь вынимается из формы. Деталь затем зачищается для удаления излишнего количества смолы, и фаски обрабатываются на станке для того, чтобы получить цельный корпус 10, как показано на фиг. 7, состоящей из защитной оболочки 11, которая включает в себя участки 122, 123, 132 и 133 крепления оснований 120 и 130 крепления на своей наружной поверхности. Как показано на Фиг. 6, тела 121 и 131 оснований 120 и 130 крепления удерживаются на защитной оболочке 11 корпуса как с помощью основных пряж 1011 и 1012, так и с помощью полимеризованной смолы 103 (матрицы). При таких обстоятельствах элементы крепления детали из композиционного материала изобретения образуются с помощью оснований 120 и 130 крепления.
Как показано на фиг. 9, участки 122, 123, 132 и 133 можно использовать для крепежных накладок 125 и 135. Более конкретно, накладка 125 содержит дугообразное тело 128 с плоскими концевыми участками 126 и 127, которые крепятся, соответственно, к участкам 122 и 123 крепления основания 120 крепления, например, с помощью сварки, пайки или металлического клея. Аналогичным образом, накладка 135 содержит дугообразное тело 138 с плоскими концевыми участками 136 и 137, которые прикрепляются, соответственно, к участкам 132 и 133 крепления основания 130 крепления, например, с помощью сварки, пайки или металлического клея. При таких обстоятельствах, элементы 12 и 13 крепления корпуса 10 образуются, соответственно, с помощью оснований 120 и 130 крепления и с помощью накладок 125 и 135.
В альтернативном варианте осуществления, одна или более отдельных частей оборудования крепится непосредственно к участкам 122, 123, 132 и 133 крепления оснований 120 и 130 крепления, например, с помощью сварки, пайки или металлического клея. При таких обстоятельствах элементы крепления корпуса образуются только с помощью оснований 120 и 130 крепления.
Кроме того, в некоторых случаях, например, при плетении волоконной заготовки с предварительным механическим напряжением, могут возникнуть трудности с ослаблением основных пряж или уточных пряж заготовки. В таких случаях может быть затруднена вставка элементов крепления, имеющих относительно громоздкие участки, такие как плоские участки крепления. По этой причине в изобретении предложено использовать элементы крепления, которые первоначально имеют форму цилиндрического, прямоугольного или другого стержня, который легко вставить под одну или более пряж, при этом участки крепления формируются после вставки.
На фиг.10 показана посредством примера волоконная заготовка 200, полученная с помощью многослойного переплетения, например, интерлок-переплетения, между множеством слоев основных пряж 201 и множеством слоев уточных пряж 202, при этом их плетение выполняется вместе с предварительным механическим напряжением. Элементы в форме цилиндрических стержней 22 и 23, например, изготовленные из металлического материала, вставляются под основными пряжами 2011 и 2012. Благодаря их компактной форме элементы 22 и 23 могут скользить под основными пряжами 2011 и 2012 без необходимости в их ослаблении. После того, как элементы 22 и 23 вставлены таким образом, их концы подравниваются, например, посредством кусачек 240 для того, чтобы сформировать участки креплений, как показано на фиг.11. После подравнивания концов элементов 22 и 23 и после формирования и уплотнения заготовки 200, как показано на фиг.12, деталь 250 из композиционного материала, которая имеет два элемента 220 и 230 крепления, содержащие тела 221 и 231, которые удерживаются на детали 250 как с помощью основных пряж 2011 и 2012 и с помощью полимеризованной смолы 203 (матрицы), причем вместе с участками 222, 223, 232 и 233 крепления плоской формы представляют собой их концы, тем самым обеспечивая зону, которой достаточно для прикрепления других элементов, таких как накладки или крепежные лапки отдельных частей оборудования.
Можно предусмотреть многочисленные альтернативные варианты осуществления изобретения. Такие варианты могут относиться, в частности:
- к числу и типу (основных или уточных) пряж, под которыми вставляются элементы крепления;
- к форме элементов крепления, которые относятся как к форме и размерам тел, так и к форме и размерам участков крепления этих элементов;
- к материалу элементов крепления, который необязательно является металлическим материалом;
- к числу и размещению элементов крепления на поверхности детали, причем можно вместе использовать несколько таких элементов или объединить такие элементы для того, чтобы сформировать основание для крепления, в частности, когда необходимо закрепить тяжелые части оборудования; и
- к средству крепления, которое используется для крепления отдельных частей оборудования на элементах крепления, например, с помощью сварки, пайки, винтового крепления, зажима и т.д.
Кроме этого, форма и размеры деталей из композиционного материала, изготовленных с волоконной структурой изобретения, могут быть различными и не ограничиваются, в частности, деталями, имеющими конструкционное тело в форме защитного кожуха, но распространяется на детали с любым другим видом формы (например, сектора или панели защитного кожуха, которые являются плоскими или изогнутыми), на которые можно установить один или более элементов крепления согласно изобретению.
В альтернативном варианте осуществления основание для крепления может включать в себя соответствующие удерживающие лапки, продолжающиеся от каждого конца каждого участка крепления, для того, чтобы увеличить механическую прочность основания, в частности, в целях противодействия отрывным усилиям, которые могут оказывать воздействие на него. Как показано на фиг.3, основание 320 для крепления содержит тело 323, имеющее на своих концах первый и второй участки 322 и 324 крепления. Первый участок 322 крепления продолжается в сторону от тела 323 к первой удерживающей лапке 321, тогда как второй участок продолжается в сторону от тела 323 ко второй удерживающей лапке 325. Основание 320 крепления вставляется в волоконную заготовку 300, сформированную тем же самым способом, который описан выше для заготовки 100. Основные пряжи 3011, 3012, 3013 и 3014 вытягиваются локально для того, чтобы ослабить их и обеспечить возможность прохождения основания 320 крепления под ними.
После того как основание 320 крепления заняло свое положение, основные пряжи 3011, 3012, 3033 и 3034 снова затягиваются для того, чтобы прижать, соответственно, первую удерживающую лапку 321 (пряжа 3011), тела 323 (пряжи 3012, 3033) и вторую удерживающую лапку 325 (пряжа 3014).
После формования и уплотнения заготовки 300, как показано на фиг.14, получается такая деталь 350 из композиционного материала, которая включает в себя элемент крепления, соответствующий основанию 320 крепления со своим телом 323 и своими удерживающими лапками 321 и 325, которые удерживаются на части 250 как с помощью основных пряж 2011 и 2012, так и с помощью полимеризованной смолы 203 (матрицы), вместе с участками 222, 223, 232 и 233 крепления плоской формы, имеющихся на их концах, тем самым обеспечивая зону, которой достаточно для крепления других элементов, таких как накладки и крепежные лапки отдельных частей оборудования.
При использовании элемента крепления, который первоначально представляет собой форму стержня, как описано выше со ссылкой на фиг.10-12, элемент крепления того же самого типа, как и вышеописанное основание 320 крепления, можно получить путем вставки стержня соответствующей длины под множество пряж заготовки и с помощью выравнивания участков стержня, которые расположены на промежуточном расстоянии между своими концами для того, чтобы сформировать участки и крепления, которые продолжаются с помощью удерживающих лапок.
Кроме того, механическую прочность элементов крепления можно дополнительно увеличить путем покрытия лицевых поверхностей участков крепления элементов крепления, которые расположены рядом с волоконной заготовкой, с помощью клея, который совестим с матрицей, которая используется для уплотнения.
Участки элементов крепления, которые отличаются от своих участков крепления, можно разместить с таким же успехом под основными пряжами, под уточными пряжами или же как под основными пряжами, так и под уточными пряжами (с элементами, размещенными под углом 45° относительно направлений основных пряж и уточных пряж).
В вышеописанных вариантах осуществления элемент крепления выполнен как одно целое в волоконной структуре путем крепления тела элемента под пряжами и последующего затягивания после пропускания тел элементов крепления под этими пряжами и занятия своего положения.
В альтернативном варианте осуществления тела элементов крепления можно удерживать между пряжами волоконной структуры во время плетения структуры. При таких обстоятельствах один или более элементов крепления, например, такие как основания 120, 130 и 320 крепления, или множество частей, которые должны сформировать элементы крепления, такие как стержни 22 и 23, размещаются на волоконной структуре. Затем один или более дополнительных слоев переплетаются на элементах крепления, которые размещены данным способом на поверхности переплетения с некоторыми пряжами этого или этих дополнительных слоев, удерживающих элементы крепления или части, которые должны сформировать такие элементы. В зависимости от плотности, с которой этот или эти дополнительные слои переплетаются, пряжи, которые находятся выше участков крепления элементов крепления или участков частей, которые впоследствии должны сформировать участки крепления элементов крепления, такие как участки стержней 22, 23, которые должны быть выровнены для того, чтобы сформировать участки крепления, перемещаются в сторону от этих участков или частей и/или локально срезаются. После этого изготовление деталей из композиционного материала, включающих в себя элементы крепления, продолжается тем же самым способом, который описан выше.

Claims (15)

1. Волоконная структура (100) для упрочнения детали (10) из композиционного материала, полученная путем многослойного переплетения между множеством слоев основной пряжи (101) и множеством слоев уточной пряжи (102), отличающаяся тем, что она дополнительно включает в себя на, по меньшей мере, одной из своих поверхностей один или более элементов (12; 13) крепления, каждый из которых содержит тело (121; 131), размещенное, по меньшей мере, частично под пряжами (1011, 1012), находящимися на поверхности волоконной структуры, и, по меньшей мере, один участок (122; 132) крепления, расположенный поверх упомянутых пряж.
2. Структура по п. 1, отличающаяся тем, что каждый элемент (12; 13) крепления содержит первый и второй участки (122, 123; 132, 133) крепления, проходящие с обеих сторон тела (121, 131) и поверх пряж волоконной структуры (100).
3. Структура по п. 2, отличающаяся тем, что первый и второй участки (122, 123; 132, 133) крепления имеют плоскую форму.
4. Структура по п. 1, отличающаяся тем, что каждый участок (322, 324) крепления продолжается удерживающей лапкой (321, 325), которая размещается под одной или более пряжами волоконной структуры.
5. Деталь из композиционного материала, отличающаяся тем, что она содержит волоконную структуру по любому из пп. 1-5 и уплотнена с помощью матрицы.
6. Деталь по п. 5, отличающаяся тем, что каждый элемент (12,
13) крепления дополнительно включает в себя накладку (125; 135), прикрепленную к каждому участку крепления.
7. Деталь по п. 5, отличающаяся тем, что она образует корпус (10) авиационного двигателя.
8. Турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что он содержит корпус авиационного двигателя по п. 7.
9. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один турбореактивный двигатель по п. 8.
10. Способ изготовления детали из композиционного материала, при котором:
изготавливают волоконную структуру (100) путем многослойного переплетения между множеством слоев основной пряжи (101) и множеством слоев уточной пряжи (102),
формируют волоконную структуру (100) и
уплотняют волоконную заготовку (160) с помощью матрицы (103), отличающийся тем, что перед уплотнением заготовки дополнительно вводят тело (121; 131), по меньшей мере, одного элемента (12; 13) крепления под пряжами (1011, 1012), находящимися на поверхности волоконной структуры, причем каждый элемент уплотнения также включает в себя, по меньшей мере, один участок (122; 132) крепления, расположенный поверх упомянутых пряж.
11. Способ по п. 10, отличающийся тем, что при введении тела (121; 131) каждого элемента (12; 13) крепления под пряжами (1011, 1012), которые доступны со стороны поверхности волоконной структуры (100), упомянутые пряжи ослабляют таким образом, чтобы можно было под ними пропустить каждый элемент крепления, при этом упомянутые пряжи впоследствии затягивают.
12. Способ по п. 10, отличающийся тем, что каждый элемент крепления размещают на волоконной структуре при переплетении, причем один или более дополнительных слоев плетут поверх своего элемента крепления.
13. Способ по п. 10, отличающийся тем, что при введении каждого элемента крепления под пряжами (1011, 1012) волоконной структуры (100), элемент крепления имеет форму стержня (22; 23), причем после введения, по меньшей мере, участок элемента крепления, расположенный поверх пряж волоконной структуры, выпрямляют таким образом, чтобы образовался участок (222, 223; 232, 234) крепления.
14. Способ по п. 10, отличающийся тем, что каждый участок (322; 324) крепления продолжают удерживающей лапкой (321, 325), которая размещается под одной или более пряжами волоконной структуры при введении элемента (элементов) крепления под пряжами волоконной структуры.
15. Способ по п. 10, отличающийся тем, что каждый элемент (12; 13) крепления также включает в себя накладку (125; 135), закрепленную на каждом из участков (122, 123; 132, 133) крепления.
RU2013144380/05A 2011-03-03 2012-03-01 Деталь из композиционного материала, содержащая средство крепления RU2591148C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1151740A FR2972129B1 (fr) 2011-03-03 2011-03-03 Piece en materiau composite comportant des elements de bossage
FR1151740 2011-03-03
PCT/FR2012/050436 WO2012117209A1 (fr) 2011-03-03 2012-03-01 Piece en materiau composite comportant des elements de bossage et methode production correspondante

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013144380A RU2013144380A (ru) 2015-04-10
RU2591148C2 true RU2591148C2 (ru) 2016-07-10

Family

ID=45930885

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013144380/05A RU2591148C2 (ru) 2011-03-03 2012-03-01 Деталь из композиционного материала, содержащая средство крепления

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9550340B2 (ru)
EP (1) EP2681036B1 (ru)
CN (1) CN103415388B (ru)
BR (1) BR112013020890B1 (ru)
CA (1) CA2827806C (ru)
FR (1) FR2972129B1 (ru)
RU (1) RU2591148C2 (ru)
WO (1) WO2012117209A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2801427C1 (ru) * 2023-02-06 2023-08-08 Общество с ограниченной ответственностью "КАРБОНТЕКС" Углеродный композитный резьбовой соединительный элемент на базе цельнотканой 3d преформы

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2959131B1 (en) * 2013-02-19 2019-05-29 United Technologies Corporation Composite attachment structure with 3d weave
CA2897519A1 (en) * 2013-03-13 2014-10-09 Aaron D. SIPPEL Compliant composite component and method of manufacture
GB201306674D0 (en) * 2013-04-12 2013-05-29 Rolls Royce Plc Rigid Raft for a Gas Turbine Engine
CN104880351B (zh) * 2015-05-27 2017-11-03 南京航空航天大学 一种单向陶瓷基复合材料平板试件及其制备方法
US10767863B2 (en) * 2015-07-22 2020-09-08 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Combustor tile with monolithic inserts
DE102015013402A1 (de) * 2015-10-19 2017-04-20 Rheinisch-Westfälische Technische Hochschule (Rwth) Aachen Verfahren zur Herstellung eines für das Anschweißen eines Metallbauteils vorbereiteten Bauteils aus faserverstärktem Kunststoff und metallischer Fügepartner heirfür
DE102017102566B4 (de) * 2017-02-09 2019-07-11 CG Rail - Chinesisch-Deutsches Forschungs- und Entwicklungszentrum für Bahn- und Verkehrstechnik Dresden GmbH Verfahren zur Verbindung eines Verbindungsstückes mit einem U-förmigen Ringanker für ein Kopfmodul für Schienenfahrzeuge
CN112065778B (zh) * 2019-06-11 2022-03-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 机织复合材料风扇包容机匣
US20240271561A1 (en) * 2023-02-13 2024-08-15 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component with integrated sensor bracket

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5024874A (en) * 1989-02-16 1991-06-18 Kabushiki Kaisha Toyoda Jidoshokki Seisakusho Three dimensional fabric with a linkage structure
WO2005050409A2 (en) * 2003-11-19 2005-06-02 Alexander Bogdanovich 3-d fabrics and fabric preforms for composites having integrated systems, devices, and/or networks
FR2902802A1 (fr) * 2006-06-21 2007-12-28 Snecma Propulsion Solide Sa Structure fibreuse de renfort pour piece en materiau composite et piece la comportant
RU2409468C2 (ru) * 2005-06-24 2011-01-20 Снекма Упрочняющая волоконная структура для детали из композиционного материала и деталь, содержащая эту структуру

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4313244A (en) * 1979-09-10 1982-02-02 Talon, Inc. Woven slide fastener stringer with molded reinforcing projections on upper connecting threads
US4407885A (en) * 1981-01-28 1983-10-04 General Electric Company Composite article
US4585098A (en) * 1982-06-18 1986-04-29 D.A.B. Industries, Inc. Filament-reinforced composite transmission brake band
FR2602248B1 (fr) * 1986-08-01 1989-11-24 Brochier Sa Structure textile multidimensionnelle pour le renforcement de materiaux stratifies et procede et metier a tisser permettant l'obtention d'une telle structure
CN1039295C (zh) * 1991-10-30 1998-07-29 美国标准股份有限公司 聚酯褙强的聚合物复合材料模制结构及其制作方法
JPH10323925A (ja) * 1997-05-23 1998-12-08 Ichinomiya Orimono:Kk 複合構造材
DE19834772C2 (de) * 1998-08-01 2002-10-17 Inst Verbundwerkstoffe Gmbh Faser-Kunststoff-Verbund-Bauteile mit Inserts
JP2001178509A (ja) * 1999-12-27 2001-07-03 Ykk Corp 線条スライドファスナーおよびその製造方法
EP1596024A1 (en) * 2004-05-11 2005-11-16 Groep Stevens International, Naamloze Vennootschap Reinforced sandwich panel
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
FR2913053B1 (fr) * 2007-02-23 2009-05-22 Snecma Sa Procede de fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite et carter ainsi obtenu
US8850823B2 (en) * 2009-12-29 2014-10-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Integrated aero-engine flowpath structure

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5024874A (en) * 1989-02-16 1991-06-18 Kabushiki Kaisha Toyoda Jidoshokki Seisakusho Three dimensional fabric with a linkage structure
WO2005050409A2 (en) * 2003-11-19 2005-06-02 Alexander Bogdanovich 3-d fabrics and fabric preforms for composites having integrated systems, devices, and/or networks
RU2409468C2 (ru) * 2005-06-24 2011-01-20 Снекма Упрочняющая волоконная структура для детали из композиционного материала и деталь, содержащая эту структуру
FR2902802A1 (fr) * 2006-06-21 2007-12-28 Snecma Propulsion Solide Sa Structure fibreuse de renfort pour piece en materiau composite et piece la comportant

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2816829C1 (ru) * 2020-02-20 2024-04-05 Аэроджет Рокетдайн, Инк. Изделие с двухмерной и трехмерной волоконной структурой
RU2801427C1 (ru) * 2023-02-06 2023-08-08 Общество с ограниченной ответственностью "КАРБОНТЕКС" Углеродный композитный резьбовой соединительный элемент на базе цельнотканой 3d преформы

Also Published As

Publication number Publication date
US20140017074A1 (en) 2014-01-16
EP2681036B1 (fr) 2015-05-06
EP2681036A1 (fr) 2014-01-08
BR112013020890B1 (pt) 2020-12-22
RU2013144380A (ru) 2015-04-10
US9550340B2 (en) 2017-01-24
BR112013020890A2 (pt) 2016-10-18
CN103415388A (zh) 2013-11-27
FR2972129A1 (fr) 2012-09-07
FR2972129B1 (fr) 2013-04-12
CA2827806A1 (fr) 2012-09-07
WO2012117209A1 (fr) 2012-09-07
CA2827806C (fr) 2019-06-04
CN103415388B (zh) 2015-12-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2591148C2 (ru) Деталь из композиционного материала, содержащая средство крепления
RU2578996C2 (ru) Волокнистая структура для детали, изготовленной из композитного материала, содержащая один или более дугообразных участков
RU2502707C2 (ru) Способ изготовления сопла или диффузора сопла из композитного материала
RU2586423C2 (ru) Лопатка турбинного двигателя с встроенным хвостовиком, изготовленная из композиционного материала
RU2682630C1 (ru) Способ изготовления детали из композиционного материала, содержащей по меньшей мере одну часть для приложения усилия или локальное утолщение
JP6254532B2 (ja) 薄肉部を有する複合材料部品のための繊維補強構造
US7922957B2 (en) Method for forming composite components and tool for use therein
US9382647B2 (en) Fibrous structure for a part made of a composite material and having a complex shape
US10041196B2 (en) Fibrous structure with grouping of floats
US9539787B2 (en) Multilayer woven fibrous structure including a hollow tubular part, production method thereof and composite part comprising same
CA2975572C (en) Apparatus and method for forming fibre reinforced composite structures
KR20100030626A (ko) 세라믹 구성요소용 복합재 체결구
US20090239434A1 (en) Method for producing a fiber-reinforced carbide ceramic component and carbide ceramic component
JP2005205902A (ja) 向上した層強度を有するセラミックマトリックス複合材及びそのための方法
CN115056512B (zh) 一种共固化成型复合材料及其制备方法
IT201900011760A1 (it) Metodo per realizzare un componente in materiale composito fibro-rinforzato
RU2823890C1 (ru) Способ создания композитной двутавровой балки на базе 3d-преформы с цельноткаными отверстиями
CN118510653A (zh) 制造用于飞行器涡轮发动机的叶片组件的方法
KR19980051721A (ko) 섬유보강 복합재 및 탄소-탄소 복합재 격자구조물의 제조방법

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner