RU2669429C1 - Способ защиты от огня детали газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ защиты от огня детали газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2669429C1
RU2669429C1 RU2016127825A RU2016127825A RU2669429C1 RU 2669429 C1 RU2669429 C1 RU 2669429C1 RU 2016127825 A RU2016127825 A RU 2016127825A RU 2016127825 A RU2016127825 A RU 2016127825A RU 2669429 C1 RU2669429 C1 RU 2669429C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
prepreg
resin
matrix
panel
protected
Prior art date
Application number
RU2016127825A
Other languages
English (en)
Inventor
Робин МАНДЕЛЬ
Эмили ГОНКАЛЬВ
БОРНЬ Бенедикт ЛЕ
Элен КИЙАН
Жан-Кристоф РИЧ
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
Сафран
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 Сафран Эркрафт Энджинз, Сафран filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Application granted granted Critical
Publication of RU2669429C1 publication Critical patent/RU2669429C1/ru

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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/5853—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps heat insulation or conduction
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/02—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor by heating, with or without pressure
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F02C7/25—Fire protection or prevention
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • B29C70/685—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 by laminating inserts between two plastic films or plates
    • 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
    • B29L2031/748—Machines or parts thereof not otherwise provided for
    • B29L2031/7504—Turbines
    • 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
    • F05B2230/00—Manufacture
    • F05B2230/40—Heat treatment
    • 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
    • F05B2230/00—Manufacture
    • F05B2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05B2260/231—Preventing heat transfer
    • 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
    • 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
    • F05B2280/6015—Resin
    • 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
    • F05D2300/601—Fabrics
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей летательных аппаратов, содержащих детали, выполненные из композиционного материала, содержащего связующую матрицу с армирующими волокнами. Для обеспечения защиты от огня детали газотурбинного двигателя, выполненной из композиционного материала, содержащего основные армирующие волокна, связанные основной матрицей, производят предварительную формовку препрег-панели для придания ей формы, соответствующей форме поверхности защищаемой от огня детали, причем указанная препрег-панель содержит дополнительные армирующие волокна, связанные дополнительной матрицей. Затем накладывают предварительно отформованную препрег-панель на деталь и фиксируют препрег-панель на поверхности посредством термообработки детали с установленной на ней указанной препрег-панелью для создания огнезащитного слоя. Изобретение позволяет обеспечить деталь газотурбинного двигателя из композиционного материала защитой от огня без понижения механической прочности такой детали. 19 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
В целом, настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов (ЛА), содержащих детали, выполненные из композиционного материала, содержащего связующую матрицу с армирующими волокнами, например удерживающий корпус вентилятора, а также касается способа изготовления таких деталей.
Уровень техники
Как правило, ГТД включает в себя, в направлении газового потока, вентилятор, несколько ступеней компрессора, например компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, камеру сгорания, одну или несколько ступеней турбины, например турбину высокого давления и турбину низкого давления, и сопло.
Двигатель заключен в корпусе, содержащем несколько частей, соответствующих различным элементам двигателя. Таким образом, например, вентилятор заключен в корпусе вентилятора, содержащем фланцы на своих торцах в осевом направлении. Первый фланец, называемый передним фланцем, обеспечивает возможность соединения корпуса вентилятора с корпусом воздухозаборника, а второй фланец, называемый задним фланцем, обеспечивает соединение корпуса вентилятора с разделительным корпусом компрессора. В данном описании термины "передний" и "задний" определяются направлением газового потока в ГТД.
Двигатель также может содержать одну или несколько деталей, выполненных из композиционных материалов, содержащих армирующие волокна, связанные полимерной матрицей.
В частности, такой композиционный материал используется для изготовления корпуса вентилятора. Например, в документе FR 2913053 армирующие волокна предлагается формировать путем наматывания слоев на оправку волоконной структуры изменяющейся толщины, получаемую методом объемного ткацкого переплетения. Такая технология позволяет также встроить удерживающий экран в корпус путем простого локального увеличения толщины.
В качестве армирующих волокон могут использоваться, например, углеродное, стеклянное, арамидное или керамическое волокно. Матрица, как таковая, обычно является полимерной, например эпоксидной, бис-малеимидной или полиимидной матрицей.
Однако применение деталей из композиционного материала в зоне огня накладывает определенные нормативные требования по жаростойкости. Эти требования включают в себя как требования по сохранению механических характеристик детали во время и после воздействия огня, так и требования по немедленному самостоятельному прекращению горения по окончании воздействия огня. Таким образом, первичные огневые испытания корпусов вентилятора, изготовленных из композиционного материала, показали, что применяемый композиционный материал не является самогасящимся (или огнестойким), и, следовательно, требует дополнительной защиты.
В документе EP 2017072 уже раскрывался способ изготовления детали из жаростойкого композиционного материала, содержащего основной слой и огнезащитный слой, выполненный из композиционного материала с органической матрицей, подвергаемые одновременной термообработке с целью полимеризации матрицы.
Применительно к корпусу вентилятора, отформованная заготовка, полученная после спекания волоконной заготовки, как правило, подвергается машинной обработке для получения требуемой геометрии детали. В частности, во время такой машинной обработки с фланцевой зоны снимаются несколько миллиметров материала, вследствие чего становится невозможным заранее обеспечивать огневую защиту заготовки, поскольку она будет снята в нескольких зонах, и, следовательно, защита корпуса вентилятора от огня будет недостаточной.
В настоящее время имеется несколько технических решений по обеспечению жаростойкости, которые, в целом, позволяют решить проблему обеспечения жаростойкости деталей, но не решают проблему самогашения. Единственное известное решение, обеспечивающее самогашение деталей из композиционных материалов, заключается в создании достаточной изоляции, предотвращающей возгорание. Однако реализация таких решений на практике является затруднительной, и получаемые структуры являются громоздкими, так что их применение в ГТД оказывается невозможным.
В документе US 2005/0076504 также предлагается способ изготовления конструктивного элемента из композиционного материала, согласно которому сначала формируется слой керамического матричного композиционного материала (композиционного материала с керамической матрицей), который наносят на оправку, после чего производится сборка.
И, наконец, в документе WO 99/48837 раскрывается способ изготовления теплозащитного покрытия из керамического материала.
Раскрытие изобретения
Таким образом, задача настоящего изобретения заключается в обеспечении гарантированного самогашения детали ГТД из композиционного материала, содержащего армирующие волокна, связанные полимерной матрицей, например корпуса вентилятора, с помощью надежного и эффективного промышленно-применимого способа, без понижения механической прочности данной детали.
Указанная задача решена в способе защиты от огня детали газотурбинного двигателя, выполненной из композиционного материала, содержащего основные армирующие волокна, связанные основной матрицей;
данный способ предусматривает выполнение следующих этапов:
- этап предварительной формовки препрег-панели для придания ей формы, соответствующей форме поверхности защищаемой от огня детали, причем указанная препрег-панель содержит дополнительные армирующие волокна, связанные дополнительной матрицей;
- этап наложения предварительно отформованной препрег-панели на защищаемую деталь; и
- этап фиксации препрег-панели на поверхности детали посредством термообработки детали с установленной на ней указанной препрег-панелью для создания огнезащитного слоя.
Некоторыми предпочтительными (хотя и не являющимися ограничивающими) отличительными признаками указанного способа являются следующие:
- термообработка выполняется при температуре ниже температуры деградации детали;
- дополнительные армирующие волокна содержат стекловолокно;
- дополнительная матрица содержит эпоксидную смолу, фенолоальдегидную смолу и/или смолу на основе сложных цианатных эфиров, например смолу HexPly®M26T/50%035;
- препрег-панель предварительно формируется в виде секторов кольца, которые с перекрытием накладываются на поверхность защищаемой детали;
- дополнительная матрица содержит термопластичную смолу, и этап предварительной формовки включает в себя следующие подэтапы: предварительную формовку препрег-панели при температуре выше температуры стеклования термореактивной смолы с целью придания ей формы поверхности защищаемой детали; нанесение пленки адгезива между предварительно сформованной препрег-панелью и поверхностью защищаемой детали; причем этап фиксации посредством термообработки обеспечивает полимеризацию указанной пленки адгезива;
- данный способ включает в себя также подэтап, в ходе которого производится отгибание кромок секторов кольца с целью обеспечения их взаимного перекрытия;
- дополнительная матрица содержит термореактивную смолу, и этап предварительной формовки включает в себя подэтап предварительной формовки препрег-панели при температуре ниже температуры полимеризации основной матрицы с целью придания ей формы поверхности защищаемой детали, при этом этап фиксации посредством термообработки обеспечивает полимеризацию термореактивной смолы;
- защитный слой содержит две накладываемые препрег-панели, и
- в ходе этапа предварительной формовки наложение и предварительная формовка препрег-панелей производятся одновременно.
Краткое описание чертежей
Характеристики, цели и преимущества настоящего изобретения станут более ясными после ознакомления с приведенным ниже подробным описанием со ссылками на прилагаемые чертежи, приведенные в качестве не ограничивающих примеров.
На фиг. 1 показан пример детали ГТД, изготовляемой из приведенных в качестве примера реализации секторов кольца из заранее сформованных препрег-панелей;
на фиг. 2 – перспективное изображение показанного на фиг. 1 сектора кольца из предварительно сформованной препрег-панели; и
на фиг. 3 – блок-схема процесса производства при возможном варианте реализации способа защиты детали ГТД согласно настоящему изобретению.
Осуществление изобретения
Ниже приводится подробное описание варианта реализации изобретения для случая изготовления корпуса вентилятора ГТД из композиционного материала, содержащего переплетенные армирующие волокна, в частности трехмерным переплетением, связанные полимерной матрицей. Понятно, однако, что с помощью данного изобретения можно производить не только корпус вентилятора, но и любую другую часть ГТД, выполненную из такого композиционного материала.
Корпус 1 вентилятора представляет собой в целом цилиндрический элемент 10, центральная ось X которого практически параллельна направлению газового потока в двигателе. Цилиндрический элемент 10 корпуса может иметь изменяющуюся толщину, как указывается в патентном документе FR 2913053, и может содержать передний фланец 12 и задний фланец 14, соответственно, на своих переднем и заднем торцах, предназначенные для установки других элементов, к которым относятся корпус воздухозаборника, разделительный корпус компрессора или даже кольцевой патрубок.
Передний фланец 12 и задний фланец 14 имеют кольцевую форму и расположены соосно продольной оси X корпуса 1 вентилятора.
Передний фланец 12 содержит переднюю радиальную поверхность (обращенную к потоку газов) и заднюю радиальную поверхность (обращенную к заднему фланцу 14). Передний фланец 12 содержит также верхнюю кольцевую поверхность, которая проходит соосно продольной оси X между передней поверхностью и задней поверхностью, на расстоянии от цилиндрического элемента 10. Аналогичным образом, задний фланец 14 содержит переднюю радиальную поверхность (обращенную к переднему фланцу 12) и заднюю радиальную поверхность 34 (обращенную к переднему фланцу). Задний фланец 14 содержит также верхнюю кольцевую поверхность, проходящую соосно продольной оси от своей передней поверхности до своей задней поверхности на расстоянии от цилиндрического элемента 10.
В рассматриваемом примере корпус 1 вентилятора выполнен из композиционного материала, содержащего основные армирующие волокна, связанные основной матрицей. Основные армирующие волокна содержать углеродные, стеклянные, арамидные или керамические волокна, а матрица может изготовляться из полимерного материала, например эпоксидного, бис-малеимидного или полиимидного типа.
Основные армирующие волокна могут создаваться наматыванием на оправку волоконной структуры путем трехмерного переплетения с различной толщиной, как это описывается в документе FR 2913053; армирующие волокна составляют законченную волоконную заготовку корпуса 1 вентилятора, выполненную в виде цельной детали с усиливающими элементами в области фланцев.
Для защиты элемента 1 в случае чрезмерного повышения температуры, которое может сделать невозможным его правильное функционирование, особенно в случае возгорания, данным изобретением предлагается наносить защитный слой 2 на защищаемые поверхности 3.
В частности, защитный слой 2 ограничивает повреждаемую огнем область и способствует самогашению за счет ограничения скорости нагрева и диапазона температур газа, выходящего при деградации из основной матрицы композиционного материала, из которого выполнена деталь 1.
В случае корпуса 1 вентилятора, к поверхностям 3, которые необходимо защищать, относятся, в первую очередь, передняя радиальная поверхность и задняя радиальная поверхность переднего фланца 12, внешняя поверхность цилиндрического элемента 1 и передняя радиальная поверхность заднего фланца 14.
Заявитель отмечает, что в случае воздействия огня даже на небольшую чувствительную к температуре часть корпуса 1 вентилятора весь корпус 1 вентилятора в целом выходит из строя. Таким образом, в одном из возможных вариантов реализации изобретения от воздействия огня предпочтительно защищать любую поверхность корпуса 1 вентилятора, вероятность воздействия огня на которую является возможной и длина которой в направлении оси X больше или равна 2 мм. Например, осевая длина верхней части переднего фланца 12 составляет более 2 мм, как правило, около 10 мм. Таким образом, верхнюю часть переднего фланца 12, воздействие огня на которую является наиболее вероятным, предпочтительно закрывать защитным слоем 2.
Но поскольку задний фланец 14, как правило, имеет конфигурацию с вырезами и, следовательно, намного лучше защищен от воздействия огня, чем передний фланец 12, его защита от огня, и, следовательно, нанесение защитного слоя 2, не являются обязательными. Однако в целях профилактики, на задний фланец 14 можно нанести защитный слой.
Огнезащитный слой 2, в частности, может включать в себя одну или несколько препрег-панелей 20, содержащих дополнительные армирующие волокна, связанные дополнительной матрицей.
Предпочтительно, защитный слой 2 наносится непосредственно на деталь 1 после её машинной обработки. Как правило, в случае корпуса 1 вентилятора, защитный слой 2 можно наносить после выполнения операций полимеризации основной матрицы и машинной обработки корпуса 1 вентилятора.
Сначала можно выполнить операцию S1 предварительной формовки препрег-панели 20 с целью придания ей формы, соответствующей форме поверхности 3 детали 1, которую требуется защитить от воздействия высоких температур. Затем может быть выполнена операция S2 наложения препрег-панели 20 на защищаемую(ые) поверхность(и) 3, после чего производится операция S3 фиксации препрег-панели 20 на указанных поверхностях 3 посредством соответствующей термообработки детали 1.
Выполнение операции S1 предварительной формовки препрег-панели 20 значительно сокращает время, необходимое для выполнения операции S2 наложения препрег-панели 20 на деталь 1. Кроме того, предварительная формовка обеспечивает закрытие всей защищаемой поверхности, уменьшая необходимость контроля работы операторов.
В случае корпуса 1 вентилятора, представляющего собой элемент цилиндрической формы, в ходе операции S1 препрег-панель 20 может выполняться в виде секторов кольца. Выполнение препрег-панели 20 в виде секторов кольца облегчает её наложение на корпус вентилятора с целью создания кольцевого защитного слоя 2 и полного закрытия всей защищаемой поверхности 3 корпуса 1 вентилятора.
Предпочтительно, в ходе операции S2 наложение секторов кольца производится с перекрытием (т.е. с частичным перекрытием соседнего сектора кольца) с целью улучшения защиты от огня и повышения механической прочности получаемого защитного слоя 2.
Пример препрег-панели 20 в виде секторов кольца приведен на фиг. 1 и 2.
Предпочтительно, в качестве дополнительных армирующих волокон используется стекловолокно, а для создания дополнительной матрицы может использоваться смола, способная обеспечивать термозащиту детали 1 от воздействия огня за счет создания воздушного зазора между защитным слоем 2, непосредственно подверженным воздействию огня, и деталью 1, который защищает деталь 1 благодаря уменьшению диапазона температур и скорости разложения газов. Как правило, наиболее предпочтительными смолами являются смолы, способные набухать под действием тепла, и расщепляющие защитный слой 2 с целью создания изолирующего воздушного зазора и уменьшения теплопередачи к трехмерной армирующей волоконной структуре. Таким образом, зона деградации после воздействия огня имеет меньшие размеры, и диапазон температур меньше, чем в случае, когда деталь 1 не имеет такого защитного слоя 2. Учитывая, что защитный слой 2 является первым слоем, испытывающим на себе воздействие огня, его дополнительная матрица разлагается, в результате чего происходит расслоение и образуется воздушный зазор, который защищает деталь 1 и замедляет распространение огня.
Смолу для дополнительной матрицы также выбирают таким образом, чтобы операцию S3 фиксации препрег-панели 20 на детали 1 можно было выполнить при температуре более низкой, чем температура деградации материала детали 1. В случае корпуса 1 вентилятора, температура деградации материала детали 1 составляет приблизительно 135°C. Следовательно, операцию термообработки необходимо производить при температуре приблизительно от 120°C до 125°C. В то же самое время, с целью обеспечения возможности функционирования без деградации при нормальной работе двигателя, температура перехода в стеклообразное состояние смолы дополнительной матрицы должна быть больше рабочей температуры двигателя. Например, температуры стеклования смолы должна составлять порядка 180°C.
С учетом вышесказанного, дополнительная матрица может быть выполнена, например, из эпоксидной смолы, фенолоальдегидной смолы и/или смолы на основе цианатных эфиров, такой как смола HexPly®M26T/50%035.
Параметры выполнения операции S1 предварительной формовки защитного слоя 2 могут изменяться в зависимости от типа дополнительной матрицы, из которой выполнена препрег-панель.
Таким образом, для дополнительной матрицы из термореактивной смолы операция S11 предварительной формовки препрег-панели 20 выполняется при температуре, более низкой, чем температура полимеризации смолы основной матрицы композиционного материала детали 1. В результате, получаемая препрег-панель 20 имеет минимальную жесткость и может легко принимать форму корпуса вентилятора. Операцию S3 фиксации препрег-панели 20 на детали 1 можно осуществить путем термообработки детали 1 с наложенной на неё препрег-панелью 20 с целью полимеризации термореактивной смолы.
Как вариант, дополнительная матрица может быть выполнена из термопластичной смолы. В этом варианте исполнения, операция S12 предварительной формовки препрег-панели 20 производится при температуре, более высокой, чем температура плавления основной матрицы композиционного материала детали 1. Таким образом, получаемая препрег-панель 20 является жесткой. Операция S3 фиксации препрег-панели 20 на детали 1 может производиться путем приклеивания препрег-панели 20 к соответствующей поверхности 3 детали 1, например, с помощью термореактивной смолы, например, эпоксидной смолы, наносимой между препрег-панелью 20 и поверхностью 3 защищаемой детали. Для этого производят термообработку детали 1 с установленной на ней препрег-панелью 20 с целью полимеризации термореактивной смолы.
Когда панель 20 накладывают в виде секторов кольца, может выполняться операция S13 отгибания кромок секторов кольца с целью обеспечения их взаимного перекрытия.
Независимо от типа выбранной смолы, операция S3 фиксации может осуществляться посредством термообработки (за счет полимеризации либо дополнительной матрицы, либо адгезива) при температуре, более низкой, чем температура деградации основной матрицы композиционного материала детали 1, и, при необходимости, под давлением. В случае если температура полимеризации смолы выше её температуры деградации, термообработку производят при температуре, более низкой, чем температура полимеризации смолы. Следовательно, продолжительность термообработки необходимо выбирать таким образом, чтобы она обеспечивала полимеризацию смолы.
Например, для обычного корпуса 1 вентилятора, температура деградации детали 1 составляет приблизительно 135°C. Таким образом, термообработку следует производить при температуре в диапазоне приблизительно от 120°C до 125°C в течение сравнительно долгого периода времени, предпочтительно более 4 часов, для обеспечения полимеризации термореактивной смолы или адгезива, в зависимости от выбранного типа дополнительной матрицы.
Предпочтительно, для формирования защитного слоя 2 накладывают несколько препрег-панелей 20.
Таким образом, при наложении препрег-панелей 20 в виде секторов кольца на деталь 1 каждый сектор кольца может содержать несколько наложенных и предварительно отформованных препрег-панелей 20. Затем предварительно отформованные препрег-панели 20 накладывают на корпус 1 вентилятора, и производят их фиксацию посредством термообработки.
Количество наложенных препрег-панелей 20 может зависеть от размеров детали 1, способности выбранной препрег-панели предотвращать возгорание или по меньшей мере замедлять наступление момента возгорания и от общего веса получаемого защитного слоя 2. Например, в случае корпуса 1 вентилятора, каждый сектор кольца защитного слоя 2 может содержать две препрег-панели 20 для обеспечения эффективной защиты корпуса 1 вентилятора от огня.

Claims (29)

1. Способ (S) защиты от огня детали (1) газотурбинного двигателя, изготовленной из композиционного материала, содержащего основные армирующие волокна, связанные основной матрицей, содержащий следующие этапы:
- предварительную формовку (S1) препрег-панели (20) для придания ей формы, соответствующей форме поверхности (3) защищаемой от огня детали (1), причем указанная препрег-панель (20) содержит дополнительные армирующие волокна, связанные дополнительной матрицей;
- наложение (S2) предварительно отформованной препрег-панели (20) на деталь (1); и
- фиксацию (S3) препрег-панели (20) на поверхности (3) посредством термообработки детали (1) с установленной на ней указанной препрег-панелью (20) для создания огнезащитного слоя (2).
2. Способ (S) по п. 1, в котором термообработку выполняют при температуре ниже температуры деградации детали (1).
3. Способ (S) по п. 1, в котором дополнительные армирующие волокна содержат стекловолокно.
4. Способ (S) по п. 2, в котором дополнительные армирующие волокна содержат стекловолокно.
5. Способ (S) по п. 1, в котором дополнительная матрица содержит эпоксидную смолу, фенолоальдегидную смолу и/или смолы на основе сложных цианатных эфиров, например смолу HexPly®M26T/50%035.
6. Способ (S) по п. 2, в котором дополнительная матрица содержит эпоксидную смолу, фенолоальдегидную смолу и/или смолы на основе сложных цианатных эфиров, например смолу HexPly®M26T/50%035.
7. Способ (S) по п. 3, в котором дополнительная матрица содержит эпоксидную смолу, фенолоальдегидную смолу и/или смолы на основе сложных цианатных эфиров, например смолу HexPly®M26T/50%035.
8. Способ (S) по п. 4, в котором дополнительная матрица содержит эпоксидную смолу, фенолоальдегидную смолу и/или смолы на основе сложных цианатных эфиров, например смолу HexPly®M26T/50%035.
9. Способ (S) по любому из пп. 1-8, в котором препрег-панель (20) предварительно формуют в виде секторов кольца, которые с перекрытием накладывают на поверхность (3) защищаемой детали (1).
10. Способ (S) по любому из пп. 1-8, в котором дополнительная матрица содержит термопластичную смолу, а этап (S1) предварительной формовки включает в себя следующие подэтапы:
- предварительную формовку (S12) препрег-панели (20) при температуре выше температуры стеклования термореактивной смолы для придания ей формы поверхности (3) защищаемой детали (1);
- нанесение (S14) пленки адгезива между предварительно сформованной препрег-панелью (20) и поверхностью (3) защищаемой детали (1);
при этом этап (S3) фиксации посредством термообработки обеспечивает полимеризацию указанной пленки адгезива.
11. Способ (S) по п. 9, в котором дополнительная матрица содержит термопластичную смолу, а этап (S1) предварительной формовки включает в себя следующие подэтапы:
- предварительную формовку (S12) препрег-панели (20) при температуре выше температуры стеклования термореактивной смолы для придания ей формы поверхности (3) защищаемой детали (1);
- нанесение (S14) пленки адгезива между предварительно сформованной препрег-панелью (20) и поверхностью (3) защищаемой детали (1);
при этом этап (S3) фиксации посредством термообработки обеспечивает полимеризацию указанной пленки адгезива.
12. Способ (S) по п. 11, который дополнительно содержит подэтап (S13), в ходе которого осуществляют отгибание кромок секторов кольца для обеспечения их взаимного перекрытия.
13. Способ (S) по любому из пп. 1-8, в котором дополнительная матрица содержит термореактивную смолу, а этап (S2) предварительной формовки содержит подэтап предварительной формовки (S11) препрег-панели (20) при температуре ниже температуры полимеризации основной матрицы для придания ей формы поверхности (3) защищаемой детали (1), при этом этап (S3) фиксации посредством термообработки обеспечивает полимеризацию термореактивной смолы.
14. Способ (S) по п. 9, в котором дополнительная матрица содержит термореактивную смолу, а этап (S2) предварительной формовки содержит подэтап предварительной формовки (S11) препрег-панели (20) при температуре ниже температуры полимеризации основной матрицы для придания ей формы поверхности (3) защищаемой детали (1), при этом этап (S3) фиксации посредством термообработки обеспечивает полимеризацию термореактивной смолы.
15. Способ (S) по любому из пп. 1-8, 11, 12, 14, в котором защитный слой (2) содержит две наложенные препрег-панели (20).
16. Способ (S) по п. 9, в котором защитный слой (2) содержит две наложенные препрег-панели (20).
17. Способ (S) по п. 10, в котором защитный слой (2) содержит две наложенные препрег-панели (20).
18. Способ (S) по п. 13, в котором защитный слой (2) содержит две наложенные препрег-панели (20).
19. Способ (S) по п. 15, в котором наложение и предварительную формовку препрег-панелей (20) осуществляют одновременно в ходе этапа (S1) предварительной формовки.
20. Способ (S) по любому из пп. 16-18, в котором наложение и предварительную формовку препрег-панелей (20) осуществляют одновременно в ходе этапа (S1) предварительной формовки.
RU2016127825A 2014-01-09 2015-01-08 Способ защиты от огня детали газотурбинного двигателя RU2669429C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1450148 2014-01-09
FR1450148A FR3016188B1 (fr) 2014-01-09 2014-01-09 Protection contre le feu d'une piece en materiau composite tisse tridimensionnel
PCT/FR2015/050039 WO2015104503A1 (fr) 2014-01-09 2015-01-08 Protection contre le feu d'une pièce en matériau composite tissé tridimensionnel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2669429C1 true RU2669429C1 (ru) 2018-10-11

Family

ID=50290124

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016127825A RU2669429C1 (ru) 2014-01-09 2015-01-08 Способ защиты от огня детали газотурбинного двигателя

Country Status (10)

Country Link
US (1) US10883516B2 (ru)
EP (1) EP3092374B1 (ru)
JP (1) JP6556147B2 (ru)
CN (1) CN106164418B (ru)
BR (1) BR112016015935B1 (ru)
CA (1) CA2935977C (ru)
FR (1) FR3016188B1 (ru)
MX (1) MX2016009071A (ru)
RU (1) RU2669429C1 (ru)
WO (1) WO2015104503A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AT515539B1 (de) * 2014-09-04 2015-10-15 Facc Ag Ummantelung für ein Flugzeugtriebwerk und Verfahren zur Herstellung einer solchen Ummantelung
US11040512B2 (en) * 2017-11-08 2021-06-22 Northrop Grumman Systems Corporation Composite structures, forming apparatuses and related systems and methods
GB201720603D0 (en) 2017-12-11 2018-01-24 Rolls Royce Plc Fairings for power generation machines
GB201802768D0 (en) 2018-02-21 2018-04-04 Rolls Royce Plc Fairings for power generation machines
GB201804569D0 (en) * 2018-03-22 2018-05-09 Rolls Royce Plc Casing assembly
US10920613B2 (en) * 2018-09-05 2021-02-16 Raytheon Technologies Corporation Retention system for improved fire protection
FR3095158B1 (fr) * 2019-04-17 2021-04-30 Hutchinson Procédé de fabrication d’une grille pour un inverseur de poussée
FR3100152B1 (fr) * 2019-08-28 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter annulaire pour une turbomachine d’aeronef
FR3135916A1 (fr) * 2022-05-25 2023-12-01 Safran Procédé de fabrication d’un carter intermédiaire auto-raidi et carter intermédiaire obtenu par ce procédé

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999048837A1 (en) * 1998-03-27 1999-09-30 Siemens Westinghouse Power Corporation Use of high temperature insulation for ceramic matrix composites in gas turbines
US20050076504A1 (en) * 2002-09-17 2005-04-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by cmc-on-insulation process
FR2913053A1 (fr) * 2007-02-23 2008-08-29 Snecma Sa Procede de fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite et carter ainsi obtenu
EP2017072A1 (en) * 2007-07-17 2009-01-21 United Technologies Corporation Burn resistant organic matrix composite material
RU2373062C2 (ru) * 2004-10-11 2009-11-20 Басф Акциенгезельшафт Комбинированная пластина для противопожарных дверей и способ ее изготовления

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2512217A1 (fr) * 1981-08-28 1983-03-04 Alsthom Cgee Tete opto-electronique de transmission
FR2521217A1 (fr) * 1982-02-08 1983-08-12 Jehier Sa Perfectionnements aux anneaux isolants pour carters de turbines
JP4342620B2 (ja) * 1998-12-02 2009-10-14 富士重工業株式会社 ハニカムサンドイッチ構造複合材パネルの成形方法
US20030158320A1 (en) * 2000-02-25 2003-08-21 David Kemmish Light weight ablative materials
JP2002321238A (ja) * 2001-04-26 2002-11-05 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機エンジンナセル吸音パネル用多孔板の製造方法
EP1855869B1 (en) * 2005-02-25 2009-12-23 Dow Global Technologies Inc. Method of forming a bonded structure
DE102006058602B4 (de) * 2006-12-11 2016-06-30 Benteler Automobiltechnik Gmbh Verfahren zur Herstellung einer B-Säulenanordnung eines Kraftfahrzeugs
GB2447964B (en) * 2007-03-29 2012-07-18 Gurit Uk Ltd Moulding material
US8182640B1 (en) * 2010-05-13 2012-05-22 Textron Innovations, Inc. Process for bonding components to a surface
ITTO20110421A1 (it) * 2011-05-12 2012-11-13 Alenia Aeronautica Spa Elemento strutturale con ala avente bordo netto, e suo processo di fabbricazione
CA2921904C (en) * 2013-08-22 2021-03-16 Cytec Industries Inc. Bonding of composite materials
GB201322048D0 (en) * 2013-12-13 2014-01-29 Rolls Royce Deutschland A joint between components

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999048837A1 (en) * 1998-03-27 1999-09-30 Siemens Westinghouse Power Corporation Use of high temperature insulation for ceramic matrix composites in gas turbines
US20050076504A1 (en) * 2002-09-17 2005-04-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by cmc-on-insulation process
RU2373062C2 (ru) * 2004-10-11 2009-11-20 Басф Акциенгезельшафт Комбинированная пластина для противопожарных дверей и способ ее изготовления
FR2913053A1 (fr) * 2007-02-23 2008-08-29 Snecma Sa Procede de fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite et carter ainsi obtenu
EP2017072A1 (en) * 2007-07-17 2009-01-21 United Technologies Corporation Burn resistant organic matrix composite material

Also Published As

Publication number Publication date
EP3092374B1 (fr) 2017-11-15
US10883516B2 (en) 2021-01-05
JP6556147B2 (ja) 2019-08-07
US20160327061A1 (en) 2016-11-10
EP3092374A1 (fr) 2016-11-16
FR3016188B1 (fr) 2016-01-01
FR3016188A1 (fr) 2015-07-10
BR112016015935B1 (pt) 2022-10-04
CN106164418B (zh) 2017-12-12
CN106164418A (zh) 2016-11-23
JP2017504755A (ja) 2017-02-09
WO2015104503A1 (fr) 2015-07-16
BR112016015935A2 (ru) 2017-08-08
CA2935977A1 (fr) 2015-07-16
CA2935977C (fr) 2022-03-08
MX2016009071A (es) 2017-01-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2669429C1 (ru) Способ защиты от огня детали газотурбинного двигателя
US7713021B2 (en) Fan containment casings and methods of manufacture
US9316120B2 (en) Method for manufacturing a turbine-engine fan casing having an acoustic coating
JP6619341B2 (ja) 複合材でできたファンケーシングの耐火
EP3293365B1 (en) Reinforced fan containment case for a gas turbine engine
EP2913179B1 (en) Cylindrical case and process for producing cylindrical case
WO1983003796A1 (en) Heat insulating blanket
CN112654495B (zh) 由复合材料制成并具有增强侵蚀保护膜的叶片以及相关的保护方法
US9909447B2 (en) Method for manufacturing a turbomachine casing from a composite material and associated casing
US20190160765A1 (en) Casing of reinforced composite material, and a method of fabricating it
US11002148B2 (en) Method for forming a composite part of a gas turbine engine
CN112770897B (zh) 飞机内部空间用的夹层复合构件
US20130284339A1 (en) Ballistic Protection Systems and Methods
US10239601B2 (en) Method and device for fireproofing a part in composite material
CN105874185B (zh) 由促进气体排放的有机基质复合材料制成的外壳
RU2232284C2 (ru) Твердотопливный заряд газогенератора
EP2905473B1 (en) A fan casing for a gas turbine engine