RU2637163C2 - Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя - Google Patents
Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2637163C2 RU2637163C2 RU2014148176A RU2014148176A RU2637163C2 RU 2637163 C2 RU2637163 C2 RU 2637163C2 RU 2014148176 A RU2014148176 A RU 2014148176A RU 2014148176 A RU2014148176 A RU 2014148176A RU 2637163 C2 RU2637163 C2 RU 2637163C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- length
- bundle
- protective pad
- receiving space
- fibers
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- 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
- 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
- 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
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
- F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
-
- 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
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/17—Alloys
- F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl
-
- 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
-
- 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
- F05D2300/6032—Metal matrix composites [MMC]
-
- 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
- F05D2300/6034—Orientation of fibres, weaving, ply angle
-
- 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
-
- 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
- F05D2300/70—Treatment or modification of materials
- F05D2300/702—Reinforcement
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Architecture (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя, предназначенная для адгезионного сцепления с передней кромкой упомянутой лопатки и имеющая по всей высоте сечения лопатки форму латинской буквы V. Защитная накладка имеет основание, переходящее в два расширяющихся крыла и выполненное с возможностью формирования, по меньшей мере, одного приемного пространства продолжающегося в продольном направлении указанного основания защитной накладки. По меньшей мере, в одном приемном пространстве упомянутого основания защитной накладки установлен узел из множества пучков волокон, определяющих количество волокон, которое варьируется по всей высоте упомянутого приемного пространства. Узел из множества пучков волокон включает в себя, по меньшей мере, два концентрических пучка волокон, цилиндрический пучок, имеющий первую длину, а также трубчатый пучок, перекрывающий часть первого пучка волокон. Таким образом, плотность арматуры может быть простым и быстрым способом адаптирована к его форме, при этом более высокая плотность - вблизи вершины лопатки, а меньшая плотность - вблизи основания лопатки. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Область техники изобретения - турбинные двигатели, в частности лопатки турбинных двигателей, выполненные из композитного материала. При этом настоящее изобретение главным образом относится к металлической защитной накладке передней кромки лопатки турбинного двигателя.
Следует напомнить, что передняя кромка соответствует переднему участку аэродинамического профиля, обращенному к воздушному потоку и разбивающему воздушный поток на нагнетательный воздушный поток и всасывающий воздушный поток. Наоборот, задняя кромка соответствует заднему участку аэродинамического профиля, где потоки со стороны нагнетания и стороны всасывания воссоединяются.
Лопатки турбинных двигателей, в частности лопатки вентилятора, подвергаются напряжениям высокого уровня, в частности механическим напряжениям. Таким образом, принято оснащать лопатки вентилятора, выполненные из композитного материала, металлическим армированием конструкции, продолжающимся по всей высоте аэродинамического профиля и точно соответствующим форме передней кромки, как упоминалось в заявке FR 2732406 от имени заявителя. Такое металлическое армирование конструкции служит для защиты комплекта композитных лопаток при соударении с вентилятором инородного тела, например птицы, града и, разумеется, камней. В частности, металлическое армирование конструкции защищает переднюю кромку лопатки, выполненной из композитного материала, чтобы избежать риска расслоения, разрыва волокон и, конечно же, повреждения вследствие потери сцепления между волокнами и матрицей.
Традиционно металлическое армирование конструкции представляет собой металлическую деталь, выполненную из титана, образованную двумя штампованными металлическими листами из сплава типа TA6V, сваренными вместе при высокой температуре, чтобы образовать единый блок материала. Однако такая деталь имеет большой вес, однако при этом может оказаться недостаточно прочной, в частности с увеличением размера лопаток, полученных литьевым прессованием полимера (RTM), в частности для турбинных двигателей очень больших размеро, или при существенном увеличении длины и ширины лопатки. Кроме того, получаемая плотность материала в этом случае неизменна, что плохо приспособлено к форме передней кромки, которая изменяется по своей высоте.
ЗАДАЧА И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В этой связи задача изобретения заключается в устранении вышеупомянутых недостатков современного металлического армирования конструкции, предложив усовершенствованную металлическую арматуру конструкции, в которой прочность повышается, а плотность материала может изменяться простым и быстрым способом.
Данная задача решается арматурой конструкции композитной лопатки турбинного двигателя, при этом арматура предназначена для адгезионного сцепления с передней кромкой упомянутой лопатки и создания по всей ее высоте сечения по существу V-образной формы, основание которого расширено с помощью двух боковых поверхностей, при этом армирование отличается тем, что включает в себя установленный, по меньшей мере, в одном приемном пространстве на упомянутом основании узел из множества пучков волокон, определяющих содержание волокон, которое варьируется по всей высоте упомянутого приемного пространства.
Таким образом, плотность арматуры может быть адаптирована к его форме, при этом более высокая плотность - вблизи вершины лопатки, а меньшая плотность - вблизи основания лопатки.
Предпочтительно волокна, составляющие пучок волокон, удерживаются на месте с помощью, по меньшей мере, одного кольца, расположенного на каждом конце упомянутого пучка волокон, при этом упомянутые кольца имеют диаметр, увеличивающийся с увеличением числа пучков волокон, которые кольца удерживают вместе.
Предпочтительно арматура образована двумя участками, которые должны быть сварены между собой, при этом упомянутое, по меньшей мере, одно приемное пространство для размещения упомянутых пучков волокон образовано путем соединения между собой двух обращенных друг к другу канавок, каждая из которых образована на соответствующем одном из упомянутых двух участков, при этом канавки соединяются между собой в процессе сварки.
В зависимости от рассматриваемого варианта осуществления упомянутый узел из множества пучков волокон может включать в себя, по меньшей мере, два концентрических пучка волокон, трубчатый пучок, имеющий первую длину, а также кольцевой пучок, накрывающий часть первого пучка волокон и имеющий вторую длину, которая меньше упомянутой первой длины, чтобы определить первое содержание волокон по длине нахлеста первого и второго пучков волокон, а также второе содержание волокон по оставшейся длине, при этом упомянутая длина нахлеста может быть образована упомянутой второй длиной и упомянутой оставшейся длиной, образованной упомянутой первой длиной, либо, разумеется, упомянутый узел может содержать четыре концентрических пучка волокон, при этом круговой четвертый пучок волокон имеет четвертую длину, перекрывающую участок кругового третьего пучка волокон, имеющего третью длину, который сам накрывает участок упомянутого второго пучка волокон, имеющего вторую длину, чтобы определить третье и четвертое содержание волокон по длинам нахлеста третьего и четвертого пучков волокон соответственно.
Предпочтительно упомянутое приемное пространство образует замкнутое пространство, продолжающееся в продольном направлении упомянутого армирования конструкции и имеющее диаметр, изменяющийся поэтапно, чтобы соответствовать диаметру пучка волокон, который в нем размещается. Изобретение также касается любой лопатки, включающей указанное выше армирование конструкции, а также турбинного двигателя, в состав которого входит, по меньшей мере, одна такая лопатка.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут очевидными из последующего описания, приведенного со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показан:
фиг. 1 изображает лопатку вентилятора турбинного двигателя на виде сбоку;
фиг. 2 и 3 изображают частичные разрезы лопатки по фиг. 1, иллюстрирующие металлическую арматуру конструкции передней кромки согласно изобретению на двух различных высотах;
фиг. 4 изображает узел пучков волокон, помещенный на место в приемное пространство у основания металлической арматуры конструкции по фиг. 3 с целью изменения плотности материала.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
На фиг. 1 показан вид сбоку лопатки, например, совершающей движение лопатки вентилятора турбинного двигателя (не показан), которая включает в себя металлическую арматуру конструкции ее передней кромки согласно изобретению. Лопатка 10 содержит аэродинамическую поверхность или аэродинамический профиль 12, крепящийся к основанию 14 и продолжающийся в аксиальном первом направлении 16 между передней кромкой 18 и задней кромкой 20, а также в радиальном втором направлении 22, по существу перпендикулярном первому направлению 16, между упомянутым основанием 14 и вершиной 24 лопатки. Боковые поверхности аэродинамического профиля 12, соединяющие между собой переднюю кромку 18 и заднюю кромку 20, образуют боковую поверхность 26 всасывания и боковую поверхность 28 нагнетания лопатки.
Традиционно аэродинамический профиль 12 выполнен из композитного материала, полученного путем формования тканого волокнистого полотна или придания ему требуемой формы. Например, используемый композитный материал может представлять собой блок, в состав которого входят переплетенные углеродные волокна и эпоксидная полимерная матрица, при этом блок образован путем инжекционного формования с использованием технологии литьевого прессования полимера (RTM).
Лопатка 10 также имеет арматуру 30 конструкции, адгезионно связанную с передней кромкой лопатки и продолжающуюся как в первом направлении 16 за пределы передней кромки 18, так и во втором направлении 22 между основанием 14 и вершиной 24 лопатки.
Как показано на фиг. 2, арматура 30 конструкции точно соответствует форме передней кромки 18 аэродинамического профиля 12 лопатки 10, которую она защищает, чтобы образовать переднюю кромку 32 лопатки. Традиционно эта арматура 30 конструкции представляет собой цельную деталь, либо, как показано, она может быть выполнена в виде двух участков 30A и 30B для сваривания вместе и содержания сечения по существу V-образной формы, представляющего основание внешнего профиля, образующего переднюю кромку 32 лопатки, а также закругленного внутреннего профиля, пригодного для точного соответствия закругленной форме передней кромки 18 аэродинамического профиля 12. Это основание расширено посредством двух боковых поверхностей 34A и 34B, точно соответствующих боковой поверхности 26 всасывания и боковой поверхности 28 нагнетания лопатки, при этом каждая из них имеет сужающийся профиль, т.е. утончающийся в направлении заднего конца лопатки.
Арматура 30 конструкции выполнена из металла, предпочтительно сплава на основе титана типа TA6V. Этот материал обладает большими возможностями поглощать энергию при ударных нагрузках. Арматура 30 конструкции адгезионно связана с аэродинамическим профилем 12 с помощью клеящего вещества, известного специалистам в данной области техники, например цианоакрилового клея или эпоксидного клея.
В изобретении, как показано на фиг. 3, арматура 30 конструкции включает в себя помещенный, по меньшей мере, в одно приемное пространство 36, 38, расположенное в его основании (в представленном примере два приемных пространства, но и это число не является предельным), соответствующий узел 40, 42, содержащий множество пучков волокон, определяющих содержание волокон, изменяющееся по всей высоте приемного пространства. Такое приемное пространство продолжается вдоль второго направления 22 лопатки (соответствующего продольному направлению армирования), но при этом не открыто в основание 4 или вершину 24 лопатки, чтобы обеспечить целостность и непрерывность волокон 40, 42 узлов в пределах этого замкнутого пространства, из которого ни одно из волокон не может высвободиться. Кроме того, поскольку волокна не удерживаются вместе путем сварки, размещение узла на месте не приводит к разрушению волокон, в частности при сдвиговых нагрузках, которые могли бы стать источником инициации разрушения.
Следует отметить, что, поскольку арматура 30 конструкции образована двумя участками 30A и 30B, приемное пространство 36, 38 образуется путем соединения между собой двух канавок 36A, 36B и 38A, 38B, когда эти два участка свариваются вместе, при этом канавки обращены друг к другу и образованы на соответствующем из двух участков, чтобы образовать соответствующие замкнутые пространства, содержащие узлы пучков 40, 42 волокон, когда эти два участка соединены сваркой.
Сечение приемного пространства (а значит, и двух канавок, которые его образуют) предпочтительно является круглым (т. е. полукруглым для каждой канавки), однако его можно легко изменить в зависимости от требований к механическим размерам или геометрии армирования, при этом, например, оно может иметь овальную, многоугольную и другие формы.
Как показано на фиг. 4, волокна, образующие пучок волокон узлов 40, 42, удерживаются на месте с помощью колец 44, 46, 48, 50, 52, расположенных, по меньшей мере, на каждом из концов пучков волокон (имеется возможность добавить дополнительные промежуточные кольца 54, если это необходимо). Говоря точнее, с целью согласования с аэродинамическим профилем 12 в наибольшей степени предусмотрен узел, составленный из четырех пучков волокон, что позволяет получить число волокон, уменьшающееся поэтапно при переходе от вершины 24 лопатки к ее основанию 14. Для достижения этого трубчатый центральный первый пучок 60 волокон, имеющий первую длину, соответствующую полной длине, которая должна быть заполнена, сам частично накрыт, т.е. на вторую длину, которая меньше предшествующей длины, круговым вторым пучком 62 волокон, в свою очередь, частично накрытым на третью длину, которая меньше предшествующей длины, круговым третьим пучком 64 волокон, который сам частично накрыт на четвертую длину, которая меньше предшествующей длины, круговым четвертым пучком 66 волокон. Таким образом, определены три отрезка внахлест, на которых содержание волокон отличается от содержания волокон в первом пучке волокон, конкретно по причине этого расположения внахлест. Для удерживания волокон на месте в соответствующих пучках кольца имеют диметры, увеличивающиеся с увеличением числа пучков волокон, которые они удерживают, а для обеспечения того, чтобы эти пучки волокон сами удерживались без зазора, приемное пространство имеет диаметр, изменяющийся поэтапно для соответствия диаметру пучка волокон, который в нем помещается.
Например, первый пучок волокон может содержать 40 SiC-нитей длиной, практически равной полной длине армирования, удерживаемых вместе набором колец с внутренним диаметром 3 мм, второй пучок волокон может содержать 30 нитей, продолжающихся практически на 70% полной длины арматуры, удерживаемых вместе набором колец с внутренним диаметром 3,6 мм, третий пучок волокон может иметь 30 нитей, продолжающихся практически на 50% полной длины армирования, удерживаемых вместе набором колец с внутренним диаметром 4 мм, а четвертый и последний пучок волокон может иметь 30 нитей, продолжающихся практически на 30% полной длины армирования, удерживаемых вместе набором колец с внутренним диаметром 4,2 мм. Узел, образованный таким способом, устанавливается в приемном пространстве армирования конструкции, выполненного из титанового сплава TA6V, предназначенного для передней кромки лопатки, выполненной из углеродных волокон и эпоксидной полимерной матрицы.
Разумеется, вышеприведенный пример представлен лишь в иллюстративных целях, при этом число пучков, их длина, а также содержание в них волокон должны выбираться в зависимости от характеристик, необходимых для армирования 30 конструкции.
Хотя вышеприведенное описание касается лопатки вентилятора турбинного двигателя, следует отметить, что изобретение также применимо для создания металлической арматуры конструкции с целью усиления передней кромки или задней кромки лопатки турбинного двигателя любого типа, будь то для использования на земле или в воздухе, в частности турбовального двигателя для вертолета или турбореактивного двигателя самолета, при этом изобретение также пригодно для пропеллеров, таких как парные винты противоположного вращения, работающие по безредукторной схеме. Изобретение также применимо для изготовления любых других элементов двигателя, например, твердых конструкционных деталей, таких как оболочки, когда требуется локально изменять плотность.
Claims (11)
1. Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя, предназначенная для адгезионного сцепления с передней кромкой упомянутой лопатки и имеющая по всей высоте сечения лопатки форму латинской буквы V, причем защитная накладка имеет основание 32, переходящее в два расширяющихся крыла 34А, 34В и выполненное с возможностью формирования, по меньшей мере, одного приемного пространства 36, 38, продолжающегося в продольном направлении указанного основания защитной накладки, причем, по меньшей мере, в одном приемном пространстве упомянутого основания защитной накладки установлен узел из множества пучков волокон, определяющих количество волокон, которое варьируется по всей высоте упомянутого приемного пространства.
2. Защитная накладка по п. 1, отличающаяся тем, что волокна, составляющие пучки волокон, удерживаются на месте с помощью колец, расположенных, по меньшей мере, на каждом конце упомянутых пучков волокон.
3. Защитная накладка по п. 2, отличающаяся тем, что упомянутые кольца имеют диаметр, увеличивающийся с увеличением числа пучков волокон, которые кольца помогают удерживать вместе.
4. Защитная накладка по п. 1, отличающаяся тем, что образована двумя участками, которые должны быть сварены между собой, при этом упомянутое, по меньшей мере, одно приемное пространство для размещения упомянутых пучков волокон образовано путем соединения между собой двух обращенных друг к другу канавок, каждая из которых образована на соответствующем одном из упомянутых двух участков, при этом канавки соединяются между собой в процессе сварки.
5. Защитная накладка по п. 4, в которой упомянутое приемное пространство имеет диаметр, изменяющийся поэтапно для соответствия диаметру пучка волокон, который в нем помещается.
6. Защитная накладка по п. 1, в которой упомянутый узел из множества пучков волокон включает в себя, по меньшей мере, два концентрических пучка волокон, цилиндрический пучок имеющий первую длину, а также трубчатый пучок, перекрывающий часть первого пучка волокон и имеющий вторую длину, которая меньше упомянутой первой длины, и выполнен с возможностью определения, по длине перекрытия первого пучка вторым пучком волокон, количества волокон в первом перекрытом пучке, а также количества волокон во втором пучке по оставшейся длине.
7. Защитная накладка по п. 6, отличающаяся тем, что упомянутая длина перекрытия образована упомянутой второй длиной, а упомянутая оставшаяся длина образована упомянутой первой длиной.
8. Защитная накладка по п. 6, в которой упомянутый узел пучков волокон содержит четыре концентрических пучка волокон, при этом четвертый пучок волокон имеет четвертую длину и частично перекрывает трубчатый третий пучок волокон, имеющий третью длину, который, в свою очередь, частично перекрывает упомянутый второй пучок волокон, имеющий вторую длину, для определения количества волокон в третьем и четвертом пучках по длинам перекрытия третьего и четвертого пучков волокон соответственно.
9. Защитная накладка по любому из пп. 1-8, отличающаяся тем, что упомянутое приемное пространство образует замкнутое пространство.
10. Лопатка турбинного двигателя, включающая в себя защитную накладку по любому из пп. 1-9.
11. Турбинный двигатель, включающий в себя, по меньшей мере, одну лопатку по п. 10.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1253977 | 2012-04-30 | ||
FR1253977A FR2989991B1 (fr) | 2012-04-30 | 2012-04-30 | Renfort structurel metallique d'aube de turbomachine |
PCT/FR2013/050917 WO2013164532A1 (fr) | 2012-04-30 | 2013-04-25 | Renfort structurel metallique d'aube en composite de turbomachine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014148176A RU2014148176A (ru) | 2016-06-27 |
RU2637163C2 true RU2637163C2 (ru) | 2017-11-30 |
Family
ID=46754592
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014148176A RU2637163C2 (ru) | 2012-04-30 | 2013-04-25 | Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9598966B2 (ru) |
EP (1) | EP2844841B1 (ru) |
JP (1) | JP6141411B2 (ru) |
CN (1) | CN104271888B (ru) |
BR (1) | BR112014027013B1 (ru) |
CA (1) | CA2871481C (ru) |
FR (1) | FR2989991B1 (ru) |
RU (1) | RU2637163C2 (ru) |
WO (1) | WO2013164532A1 (ru) |
Families Citing this family (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3026033B1 (fr) * | 2014-09-19 | 2017-03-24 | Snecma | Procede de fabrication de bouclier de bord d'attaque |
FR3035676B1 (fr) * | 2015-04-29 | 2017-05-12 | Snecma | Aube munie de plateformes possedant un raidisseur |
FR3045711B1 (fr) | 2015-12-21 | 2018-01-26 | Safran Aircraft Engines | Bouclier de bord d'attaque |
GB2549113A (en) * | 2016-04-05 | 2017-10-11 | Rolls Royce Plc | Composite bodies and their manufacture |
CN106762146B (zh) * | 2016-12-19 | 2018-05-15 | 北京航空航天大学 | 一种发动机导向叶片的热气防冰结构 |
GB201702698D0 (en) * | 2017-02-20 | 2017-04-05 | Rolls Royce Plc | Fan |
RU2661439C1 (ru) * | 2017-10-23 | 2018-07-16 | Николай Борисович Болотин | Лопатка вентилятора газотурбинного двигателя |
RU2661437C1 (ru) * | 2017-10-23 | 2018-07-16 | Николай Борисович Болотин | Широкохордная лопатка вентилятора газотурбинного двигателя |
RU2663559C1 (ru) * | 2017-10-24 | 2018-08-07 | Николай Борисович Болотин | Широкохордная лопатка вентилятора газотурбинного двигателя |
RU2675161C1 (ru) * | 2017-10-24 | 2018-12-17 | Николай Борисович Болотин | Лопатка вентилятора газотурбинного двигателя |
RU2663609C1 (ru) * | 2017-10-24 | 2018-08-07 | Николай Борисович Болотин | Широкохордная лопатка вентилятора газотурбинного двигателя |
RU2667220C1 (ru) * | 2017-10-24 | 2018-09-17 | Николай Борисович Болотин | Лопатка вентилятора газотурбинного двигателя |
EP3495612B1 (en) * | 2017-12-06 | 2021-05-12 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Method for manufacturing composite component |
FR3081914B1 (fr) * | 2018-06-05 | 2020-08-28 | Safran Aircraft Engines | Aube de soufflante en materiau composite avec grand jeu integre |
FR3084400B1 (fr) * | 2018-07-24 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine comportant un renfort structurel a adherence renforcee |
FR3084695A1 (fr) * | 2018-07-31 | 2020-02-07 | Safran Aircraft Engines | Aube composite a armature metallique et son procede de fabrication |
US11454121B2 (en) | 2018-09-28 | 2022-09-27 | General Electric Company | Airfoil with leading edge guard |
GB2585848B (en) * | 2019-07-16 | 2022-04-13 | Gkn Aerospace Sweden Ab | Injection bonding of composite vane into pocket |
FR3100270B1 (fr) * | 2019-08-28 | 2021-07-30 | Safran Aircraft Engines | Hybridation des fibres du renfort fibreux d’une aube de soufflante |
US11215054B2 (en) * | 2019-10-30 | 2022-01-04 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with encapsulating sheath |
US11466576B2 (en) | 2019-11-04 | 2022-10-11 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with continuous stiffness joint |
FR3116311B1 (fr) * | 2020-11-17 | 2023-05-19 | Safran Aircraft Engines | Aube de soufflante comprenant un bouclier à densité variable |
CN114961873B (zh) * | 2021-02-25 | 2024-05-31 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 可恢复变形的叶片及包含其的涡扇发动机 |
US11725524B2 (en) | 2021-03-26 | 2023-08-15 | General Electric Company | Engine airfoil metal edge |
FR3127017B1 (fr) * | 2021-09-10 | 2023-09-08 | Safran Aircraft Engines | Bouclier de protection pour un bord d’attaque d’une aube, aube associee et procede de fabrication du bouclier |
FR3127020A1 (fr) * | 2021-09-10 | 2023-03-17 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d’une aube pour une turbomachine d’aeronef et aube associee |
FR3127016B1 (fr) * | 2021-09-10 | 2023-09-08 | Safran Aircraft Engines | Procede de correction du poids moment radial d’une aube |
US11655828B2 (en) * | 2021-10-27 | 2023-05-23 | General Electric Company | Anti-icing systems and airfoils for a fan section of a turbine engine |
US11988103B2 (en) | 2021-10-27 | 2024-05-21 | General Electric Company | Airfoils for a fan section of a turbine engine |
FR3132321B1 (fr) * | 2022-02-02 | 2024-03-22 | Safran Aircraft Engines | Aube hybride métal/composite à orientation textile adaptée aux sollicitations mécaniques |
US11767607B1 (en) | 2022-07-13 | 2023-09-26 | General Electric Company | Method of depositing a metal layer on a component |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3762835A (en) * | 1971-07-02 | 1973-10-02 | Gen Electric | Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods |
RU1313055C (ru) * | 1984-01-09 | 1995-12-10 | Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" | Композиционная лопатка турбомашины |
US5725354A (en) * | 1996-11-22 | 1998-03-10 | General Electric Company | Forward swept fan blade |
RU2445465C2 (ru) * | 2006-09-26 | 2012-03-20 | Снекма | Композиционная лопатка газотурбинного двигателя с металлическим усилительным элементом |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4738594A (en) * | 1986-02-05 | 1988-04-19 | Ishikawajima-Harima Jukogyo Kabushiki Kaisha | Blades for axial fans |
US5439750A (en) * | 1993-06-15 | 1995-08-08 | General Electric Company | Titanium metal matrix composite inserts for stiffening turbine engine components |
JPH07223876A (ja) * | 1993-06-25 | 1995-08-22 | Hitachi Ltd | 繊維強化複合材とその製法およびそれを用いた部材 |
CN1102632A (zh) * | 1993-06-25 | 1995-05-17 | 株式会社日立制作所 | 纤维增强复合材料及其制造方法以及用它制成的部件 |
US5908285A (en) * | 1995-03-10 | 1999-06-01 | United Technologies Corporation | Electroformed sheath |
FR2732406B1 (fr) | 1995-03-29 | 1997-08-29 | Snecma | Aube de turbomachine en materiau composite |
US5674370A (en) * | 1995-03-31 | 1997-10-07 | Optical Radiation Corporation | Method of electroforming an abrasion shield |
FR2745589B1 (fr) * | 1996-02-29 | 1998-04-30 | Snecma | Piece hybride a haut rapport resistance-masse et procede de realisation |
DE19751129C1 (de) * | 1997-11-19 | 1999-06-17 | Mtu Muenchen Gmbh | FAN-Rotorschaufel für ein Triebwerk |
US6234912B1 (en) * | 1999-09-07 | 2001-05-22 | General Electric Company | High-stiffness composite shaft |
DE10307610A1 (de) * | 2003-02-22 | 2004-09-02 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verdichterschaufel für ein Flugzeugtriebwerk |
FR2884550B1 (fr) * | 2005-04-15 | 2010-09-17 | Snecma Moteurs | Piece pour proteger le bord d'attaque d'une pale |
US8088498B2 (en) * | 2007-05-23 | 2012-01-03 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electro-formed sheath for use on airfoil components |
US8814527B2 (en) * | 2009-08-07 | 2014-08-26 | Hamilton Sundstrand Corporation | Titanium sheath and airfoil assembly |
US8807931B2 (en) * | 2010-01-04 | 2014-08-19 | General Electric Company | System for impact zone reinforcement |
US9157327B2 (en) * | 2010-02-26 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Hybrid metal fan blade |
US9315927B2 (en) * | 2010-07-12 | 2016-04-19 | Snecma | Method for producing a solid part |
FR2965202B1 (fr) * | 2010-09-28 | 2012-10-12 | Snecma | Procede de fabrication d'une piece et piece massive composite obtenue par ce procede |
GB2484726B (en) * | 2010-10-22 | 2012-11-07 | Rolls Royce Plc | Blade |
FR2971961B1 (fr) * | 2011-02-25 | 2014-06-13 | Snecma | Procede de fabrication d'une piece metallique |
FR2975734B1 (fr) * | 2011-05-27 | 2013-05-31 | Snecma | Procede de renforcement d'une piece mecanique de turbomachine |
US8858182B2 (en) * | 2011-06-28 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Fan blade with sheath |
US9140130B2 (en) * | 2012-03-08 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Leading edge protection and method of making |
-
2012
- 2012-04-30 FR FR1253977A patent/FR2989991B1/fr active Active
-
2013
- 2013-04-25 US US14/397,730 patent/US9598966B2/en active Active
- 2013-04-25 BR BR112014027013-9A patent/BR112014027013B1/pt active IP Right Grant
- 2013-04-25 JP JP2015509472A patent/JP6141411B2/ja active Active
- 2013-04-25 CA CA2871481A patent/CA2871481C/fr active Active
- 2013-04-25 WO PCT/FR2013/050917 patent/WO2013164532A1/fr active Application Filing
- 2013-04-25 RU RU2014148176A patent/RU2637163C2/ru active
- 2013-04-25 CN CN201380022738.1A patent/CN104271888B/zh active Active
- 2013-04-25 EP EP13723867.1A patent/EP2844841B1/fr active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3762835A (en) * | 1971-07-02 | 1973-10-02 | Gen Electric | Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods |
RU1313055C (ru) * | 1984-01-09 | 1995-12-10 | Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" | Композиционная лопатка турбомашины |
US5725354A (en) * | 1996-11-22 | 1998-03-10 | General Electric Company | Forward swept fan blade |
RU2445465C2 (ru) * | 2006-09-26 | 2012-03-20 | Снекма | Композиционная лопатка газотурбинного двигателя с металлическим усилительным элементом |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN104271888A (zh) | 2015-01-07 |
RU2014148176A (ru) | 2016-06-27 |
CA2871481A1 (fr) | 2013-11-07 |
US20150086378A1 (en) | 2015-03-26 |
FR2989991A1 (fr) | 2013-11-01 |
US9598966B2 (en) | 2017-03-21 |
JP6141411B2 (ja) | 2017-06-07 |
EP2844841A1 (fr) | 2015-03-11 |
FR2989991B1 (fr) | 2016-01-08 |
JP2015524030A (ja) | 2015-08-20 |
CA2871481C (fr) | 2019-07-09 |
CN104271888B (zh) | 2015-11-25 |
WO2013164532A1 (fr) | 2013-11-07 |
EP2844841B1 (fr) | 2016-05-18 |
BR112014027013A2 (pt) | 2017-06-27 |
BR112014027013B1 (pt) | 2020-11-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2637163C2 (ru) | Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя | |
US7410342B2 (en) | Airfoil support | |
US6881036B2 (en) | Composite integrally bladed rotor | |
US7076942B2 (en) | Protective ring for the fan protective casing of a gas turbine engine | |
US6443701B1 (en) | Blade root for propeller and rotor blades | |
US20140086751A1 (en) | Annulus filler for axial flow machine | |
CN105275739A (zh) | 根部套管、叶片根部、风力涡轮机转子叶片和风力涡轮机 | |
RU2611914C2 (ru) | Осевая турбомашина и корпус из композиционного материала для осевой турбомашины | |
EP3069989B1 (en) | Lightweight propeller blade with improved retention capacity | |
US10131073B2 (en) | Monobloc blade preform and module for a turbo machine intermediate casing | |
US20150252780A1 (en) | Wind turbine blade spar web having enhanced buckling strength | |
EP2189624A3 (en) | Fiber composite reinforced aircraft gas turbine engine drums with radially inwardly extending blades | |
CN112969568B (zh) | 风扇叶片的纤维增强体的纤维杂交 | |
US11141938B2 (en) | Method for manufacturing a composite material part comprising a body extended by a reinforced attachment end | |
JP2019173746A (ja) | 強化複合ブレードおよびブレードの製造方法 | |
US20160010459A1 (en) | Spinner for a gas turbine engine | |
US10557350B2 (en) | I beam blade platform | |
US20140363270A1 (en) | Turbine casing having reinforcement elements in the containment area | |
US20160356286A1 (en) | Containment casing | |
US11015461B2 (en) | Composite hollow blade and a method of forming the composite hollow blade | |
CA3019517C (en) | Method for strengthening rotor blades of existing wind turbines | |
US10577946B2 (en) | Blade | |
EP3557046A1 (en) | Blade segment for a wind turbine installation, a winglet connector and methods to manufacture | |
US10029336B2 (en) | Rotor with blades secured by woven fiber attachment system | |
ES2974710T3 (es) | Pala de aerogenerador |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |