具有三维编织的纤维增强和二维编织的表层的复合材料制成的叶片及其制造方法与流程

1.本发明涉及由复合材料制成的叶片的制造的一般领域，所述复合材料具有被基质致密化的纤维增强，通过将包含基质的前体的液体组合物注射到纤维预成形件中获得该基质。


背景技术：

2.目标领域是用于飞行器发动机或工业涡轮的燃气涡轮叶片，并且更特别地，但不排他地，目标领域是用于飞行器发动机的风扇叶片。
3.由复合材料制成的叶片的制造包括以下步骤：
4.a)通过三维或多层编织，生产纤维结构，
5.b)压实和成形纤维结构，
6.c)将以这种方式获得的纤维预成形件放置在注射模制工具(rtm)中，
7.d)将基质材料，如树脂的液体前体组合物注射到纤维预成形件中，
8.e)将液体组合物转化成基质，以便获得由复合材料制成的成型元件，该复合材料包括由基质致密化的纤维增强。
9.特别地，在文献us2005/0084377中描述了由复合材料制成的叶片的生产，该复合材料从通过三维编织所生产的纤维增强获得，并且通过基质被致密化。
10.三维(3d)或多层编织赋予由复合材料制成的所得叶片非常好的机械强度。然而，在叶片的具有小厚度(大约几毫米)的部分中，如在叶片的前缘和/或后缘处的情况，更难以获得由三维或多层编织给出的良好的机械强度。实际上，从机械观点来看，并且根据认证要求，前缘和后缘在它们经受各种应力(如与鸟类的撞击或飞行周期(侵蚀/寿命)的重复)时，必须能够承受或限制损坏。
11.通过三维编织获得具有良好的机械强度的小厚度部分的困难，解释如下：
[0012]-用于3d或多层编织的股线或纱线的大尺寸或纤度，其为毫米级，以及
[0013]-为了确保良好的机械强度所必需的经或纬股线或纱线的层的数量，因为通过仅交织两层纱线(最小数量的经或纬纱线层，以便形成3d或多层编织)比通过交织大量纱线层，更难以获得最佳的机械强度。
[0014]
从空气动力学性能的观点来看，风扇叶片的上游(前缘)和下游(后缘)端的厚度的减小可以增加空气动力学效率和行为。实际上，前缘和/或后缘的厚度的减小使得可以限制叶片轮廓的旁路。这种旁路导致在跨音速和超音速区段(在叶片的头部)上的马赫峰，该马赫峰不利于风扇的性能。此外，主要对于高度高于60％的区段，厚度的减小减少了在后缘处的轮廓损失(基底损失)。这种厚度减小对机器的效率以及因此其消耗具有直接影响。


技术实现要素：

[0015]
因此，本发明的目的是提供一种用于由复合材料制成的叶片的解决方案，该解决
方案不具有上述缺点，并且使得能够在叶片上容易地形成具有良好的机械特性的精细部分。
[0016]
为此目的，本发明提出了一种用于飞行器燃气涡轮发动机的叶片，该叶片在纵向方向上包括叶片根部、柄部和翼型本体，该翼型本体在纵向方向上在柄部与叶片顶端之间延伸，并且在横向方向上在由金属材料制成的前缘与后缘之间延伸，叶片包括由复合材料制成的叶片芯，该复合材料具有三维编织的纤维增强，该三维编织的纤维增强形成叶片根部、柄部以及翼型本体部分，其特征在于，该叶片进一步包括由复合材料制成的表层，该复合材料具有围绕叶片芯的翼型本体部分的二维编织的纤维增强，表层被插置在由金属材料制成的前缘与叶片芯的翼型本体部分的前边缘之间，以便限定变薄的前缘部分，表层包括一个或多个二维编织层，每个编织层围绕叶片芯的翼型本体部分缠绕，表层进一步限定后缘。
[0017]
因此，在根据本发明的叶片中，通过具有二维编织的纤维增强的表层，确定叶片的前缘和/或后缘的尺寸，根据定义，该二维编织的纤维增强具有比三维编织更小的厚度。因此，根据本发明的叶片具有比完全地由三维编织的纤维增强生产的复合材料制成的叶片更薄的前缘和/或后缘，同时具有良好的机械强度，特别地对于撞击，因为叶片芯的纤维增强与由复合材料制成的表层的纤维增强之间的共同基质确保了机械应力或力在这两个元件的编织物之间的分布。
[0018]
根据本发明的叶片的特定特征，每个二维编织层的端部在与叶片的弦长的50％或更多对应的位置处，在翼型本体的抽吸侧面处接合，从叶片的前缘至后缘测量该弦长。因此，由复合材料制成的表层的纤维增强在叶片的前缘的区域中具有连续的编织，其确保在暴露于与外来物体(鸟、冰雹等)撞击的叶片的区域中良好的机械强度。
[0019]
根据本发明的叶片的另一个特定特征，叶片的前缘和后缘具有在0.2mm与1.5mm之间的厚度。
[0020]
根据本发明的叶片的另一个特定特征，填充材料至少存在于叶片芯的翼型本体部分的前边缘的远端与由复合材料制成的表层之间。这能够更好地控制叶片的前缘的最终形状，并且避免在叶片芯的翼型本体部分的前边缘与由复合材料制成的表层之间缺乏材料。
[0021]
根据本发明的叶片的另一个特定特征，叶片芯的三维编织的纤维增强包括碳纤维纱线，而表层的纤维增强包括碳纤维纱线和玻璃纤维纱线。在由复合材料制成的表层中玻璃纤维纱线的部分使用增加了在叶片的翼型本体断裂处的变形，并且因此增加了其抗撞击性。
[0022]
本发明的另一个目的是一种用于制造用于飞行器燃气涡轮发动机的叶片的方法，其至少包括：
[0023]-通过三维编织，生产纤维叶片芯坯件，
[0024]-切割纤维坯件，以获得纤维叶片芯预成形件，该纤维叶片芯预成形件在纵向方向上包括叶片根部的预成形件部分、柄部的预成形件部分和翼型本体部分的预成形件部分，翼型本体部分的预成形件部分在纵向方向上在柄部的预成形件部分与顶端之间延伸，并且在横向方向上在前边缘与后边缘之间延伸，
[0025]-将一个或多个二维编织层围绕翼型本体部分的预成形件部分缠绕，
[0026]-将由金属材料制成的前缘定位在翼型本体部分的预成形件部分的前边缘处的一
个或多个二维编织层上，
[0027]-将缠绕有一个或多个二维编织层的叶片芯的纤维预成形件和前缘放置到注射模具中，
[0028]-将树脂注射到叶片芯的纤维预成形件中以及一个或多个二维编织层中，
[0029]-将树脂转化成基质，以便获得叶片，该叶片包括由具有三维编织的纤维增强的复合材料制成的叶片芯、由具有围绕叶片芯的翼型本体部分存在的二维编织的纤维增强的复合材料制成的表层、以及固定在所述表层上的由金属材料制成的前缘。
[0030]
根据本发明的方法的特定特征，在一个或多个二维编织层围绕翼型本体部分的预成形件部分缠绕期间，每个二维编织层的端部在旨在用于形成叶片的抽吸侧面的翼型本体部分的预成形件部分的表面处，以及在对应于从叶片的前缘至后缘测量的叶片的弦长的50％或更多的位置处接合。
[0031]
根据本发明的方法的另一特定特征，每个二维编织层具有约0.2mm的厚度。
[0032]
根据本发明的方法的另一个特定特征，在将一个或多个二维编织层围绕翼型本体部分的预成形件部分缠绕之前，将填充材料至少布置在翼型本体部分的预成形件部分的前边缘的远端处。该填充材料也可以被放置在翼梁预成形件部分的后边缘的远端处。
[0033]
根据本发明的方法的另一个特定特征，叶片芯的三维编织的纤维增强包括碳纤维纱线，并且表层的纤维增强包括碳纤维纱线和玻璃纤维纱线。
附图说明
[0034]
图1是根据本发明的实施方式的叶片的立体图，
[0035]
图2是图1的叶片的截面图，
[0036]
图3非常示意性地示出了根据本发明的实施方式的旨在用于生产叶片芯的纤维预成形件的三维编织纤维坯件，
[0037]
图4是从图1的纤维坯件获得的叶片芯的纤维预成形件的示意性透视图，
[0038]
图5是示意性透视图，示出围绕图4的叶片芯的纤维预成形件缠绕二维编织层，
[0039]
图6是示意性透视图，示出了在图5的预成形件上放置金属前缘。
具体实施方式
[0040]
根据本发明的叶片特别地可以构成用于有环罩的移动轮的叶片，诸如风扇叶片，或用于无环罩的移动轮(诸如在所谓的“开放式转子”飞行器发动机中)的叶片。
[0041]
图1示出了用于飞行器燃气涡轮发动机的风扇叶片10，该叶片在纵向方向d
l
上包括叶片根部11、柄部12和翼型本体13，翼型本体在纵向方向d
l
上在柄部12与叶片顶端14之间延伸，并且在横向方向d
t
上在由金属材料制成的前缘40与后缘131之间延伸。
[0042]
如图1和图2所示，叶片10包括由复合材料20制成的叶片芯，该复合材料具有形成叶片根部11、柄部12以及翼型本体部分21的三维编织的纤维增强，该翼型本体部分21形成翼型本体13的至少一部分。翼型本体部分在纵向方向d
l
上在柄部12与叶片顶端14之间延伸，并且在横向方向d
t
上在前边缘210与后边缘211之间延伸。
[0043]
根据本发明，叶片10还包括由复合材料30制成的表层，该表层围绕叶片芯20的翼型本体部分21，该复合材料具有二维编织的纤维增强。表层30插置在由金属材料40制成的
前缘与叶片芯的翼型本体部分21的前边缘210之间，以便限定变薄的前缘部分。在此处描述的实施例中，特别地，可以是泡沫或树脂的第一填充材料50存在于叶片芯的翼型本体部分21的前边缘210的远端210a与由复合材料30制成的表层之间。表层30还存在于叶片芯的翼型本体部分21的后边缘211周围，以便限定变薄的后缘131。在这里描述的实施例中，特别地，可以是泡沫或树脂的第二填充材料51存在于叶片芯的翼型本体部分21的后边缘211的远端211a与由复合材料30制成的表层之间。然而，可以生产在翼型本体部分的前边缘和后边缘处没有填充材料的根据本发明的叶片。
[0044]
如下所述，由复合材料30制成的表层包括一个或多个二维编织层，每个层围绕叶片芯的翼梁缠绕。
[0045]
图3非常示意性地示出了纤维坯件100的编织，可从该纤维坯件取出叶片芯的纤维预成形件200(图4)。
[0046]
通过三维编织、或3d编织、或通过借助于提花织机以已知的方式进行的多层编织，获得纤维坯件100，在该提花织机上经纱线或股101的束已经布置成多层，经纱线由也布置成多层的纬纱线层102连接，某些经纱线层包括编织物，如下文详细描述的。在所示的实施例中，3d编织是“互锁”编织。在此，术语“互锁”编织是指一种编织，其中，每层纬纱线连接多层经纱线，其中同一纬纱线列的所有纱线在编织平面中具有相同的运动。特别地，在文献us 7 101 154、us 7 241 112和wo 2010/061140中详细描述了用于由3d编织的纤维坯件形成用于飞行器发动机的叶片的纤维增强的纤维预成形件的详细示例性实施方式。
[0047]
纤维坯件100被编织成条带的形式，所述条带通常在对应于待生产的叶片的纵向方向的纵向方向d
l
上延伸。在纤维坯件100中，叶片芯的纤维预成形件200具有根据待生产的叶片的纵向厚度和轮廓所确定的可变厚度。在旨在形成根部预成形件的其部分中，纤维预成形件200具有对应于根部预成形件部分203的额外厚度的部分。纤维预成形件200对应于旨在形成叶片柄部的柄部预成形件部分204延伸厚度减小的部分，然后延伸有旨在形成叶片芯的翼型本体部分的翼型本体部分的预成形件部分205，其在柄部预成形件部分204与顶端206之间延伸。翼型本体部分的预成形件部分205在垂直于纵向方向d
l
的横向方向d
t
上具有轮廓，该轮廓在其前边缘2050与其后边缘2051之间具有可变厚度。翼型本体部分的预成形件部分205包括第一面2052和第二面2053，第一面2052和第二面2053在边缘2050与2051之间延伸(图4)，并且旨在与复合表层形成叶片的压力侧面和抽吸侧面，或者，反之亦然。
[0048]
叶片芯的纤维预成形件200被编织成单件，并且在切割坯件100的非编织纱线之后必须具有叶片芯的几乎最终形状和尺寸(“干净形状”)。为此目的，在具有厚度变化的纤维结构的部件中，诸如在具有柄部预成形件部分204的厚度减小的部件中，通过在编织期间逐渐地移除纬纱线层，获得预成形件的厚度减小。
[0049]
一旦已实现坯件100中叶片芯的纤维预成形件200的编织，就切割非编织纱线。然后，获得图4中所示的叶片芯的纤维预成形件200，其为以单件编织的结构。翼型本体部分的预成形件部分205的前边缘2050旨在形成叶片芯20的翼型本体部分21的前边缘210，而翼型本体部分的预成形件部分205的后边缘2051旨在形成叶片芯20的翼型本体部分21的后边缘211。
[0050]
最终叶片的叶片的前缘和/或后缘具有小厚度，例如小于1mm。由于经纱线和纬纱
线的太大尺寸或纤度，以及确保良好机械强度所需的最小纱线层数，用三维编织难以获得这种小厚度。在此处描述的实施例中，翼型本体部分21的前边缘210的远端部分210a和翼梁21的后边缘211的远端部分211a各自具有约1.5mm的厚度e
210a
和e
211a
(图2)。
[0051]
根据本发明，翼型主体部分的前边缘和后边缘可以通过具有二维编织的纤维增强的复合表层而变薄。更确切地，如图5中所示，二维编织层(在这种情况下是两个层230和231)围绕翼型本体部分的预成形件部分205缠绕。在此处描述的实施例中，在缠绕第一层230之前，第一填充材料50和第二填充材料51分别地放置在翼型本体部分205的翼梁部分的前边缘2050和后边缘2051的远端2050a和2051a上(图4)。
[0052]
二维编织层230和231各自具有0.2mm的厚度，这使得能够形成表层预成形件230，其具有对应于由复合材料30制成的表层的厚度e
30
的0.4mm的厚度。在本文所述的实施例中，陶瓷表层预制件使得可以获得在最终叶片上定位的前缘预制件部分和后缘预制件部分，每个具有0.8mm的厚度e
ba
和e
bf
(图2)。叶片的前缘和后缘优选地具有在0.2mm与1.5mm之间的厚度。
[0053]
特别地，可以通过机器人以自动方式生产二维层的缠绕，其使得能够实现良好的可重复性和覆盖控制(无卷取、挤压等)。
[0054]
由此获得预成形件组件250，其包括叶片芯的纤维预成形件200、填充材料50和51以及表层预成形件230。以下步骤包括将由金属材料40制成的前缘定位在翼梁预成形件部分的前缘处的预成形件组件250上(图6)。
[0055]
预制件组件250和由金属材料40制成的前缘被放置在注射模具中。然后，将液体基质前体注射到叶片芯的纤维预成形件的孔中，并注射到形成表层预成形件的二维编织层中。
[0056]
更精确地，将组件放置在模具中，该模具可用凹部密封地封闭，该凹部具有最终模制件的形状，并且特别地能够具有对应于翼型的最终形状的扭曲形状。然后，关闭模具，并且将液体基质前体(例如树脂)注射到整个凹部中，以便浸渍组件的整个纤维部分。
[0057]
在除去任何溶剂和聚合物交联之后，通过热处理，通常通过加热模具，进行前体向基质的转化，即其聚合，预成形件总是保持在模具中，该模具的形状对应于叶片的形状。特别地，可以从环氧树脂获得基质，如cytec在参考pr520下出售的高性能环氧树脂。
[0058]
根据本发明的方面，通过树脂传递模塑(rtm)的公知方法可以进行纤维预成形件的致密化。根据rtm方法，将纤维预成形件放置在具有翼型的外部形状的模具中。将热固性树脂注射到由刚性材料制成的部件与模具之间所限定的内部空间中，并且内部空间包括纤维预成形件。通常，在注射树脂的位置与用于去除树脂的孔之间的该内部空间中建立压力梯度，以便控制和优化预成形件被树脂的浸渍。
[0059]
例如，所使用的树脂可以是环氧树脂。适用于rtm方法的树脂是众所周知的。它们优选地具有低粘度，以便促进它们注射到纤维中。根据部件必须经受的热机械应力，确定树脂的温度类别和/或化学性质的选择。一旦，树脂被注射到整个增强中，则根据rtm方法，通过热处理进行其聚合。
[0060]
树脂在叶片芯20的纤维增强与由复合材料30制成的表层的纤维增强之间起到粘合剂的作用，因此确保机械应力或力在这两个元件的织物之间的分布。
[0061]
在将树脂转化成基质之后，使部件脱模。然后，获得图1的叶片10，其中，由复合材
料20制成的叶片芯形成叶片的根部11、柄部12和翼型本体13的一部分，由复合材料30制成的表层形成翼型本体13的另一部分和叶片的后缘131以及金属前缘40。
[0062]
根据本发明的特定特征，一个或多个二维编织层围绕翼型本体部分的预成形件部分缠绕，使得每个二维编织层的端部在旨在形成叶片的抽吸侧面的翼型本体部分的表面处，以及在对应于从叶片的前缘到后缘所测量的叶片的弦长的50％或更多的位置处接合。因此，由复合材料制成的表层30的纤维增强在叶片的前缘的区域中具有连续的编织，这确保在暴露于与横向方向d
t
上外来物体(鸟、冰雹等)撞击的叶片区域中良好的机械强度。一个或多个层的端部，在与从叶片10的前缘40至后缘131所测量的叶片的弦长的50％或更多对应的位置处，在翼型本体的抽吸侧面处，形成接合部31(图1和图2)。在每个层的端部之间可以允许轻微重叠。通过注射的树脂，并且在层中转化成基质，确保层的端部之间的接合。这些层的端部可以任选地在注射树脂之前，通过缝合而固定在一起。
[0063]
根据本发明的另一个特定特征，叶片芯的三维编织的纤维增强包括碳纤维纱线，而表层的纤维增强包括碳纤维纱线和玻璃纤维纱线。在由复合材料制成的表层中玻璃纤维纱线的部分使用增加了在叶片的翼型本体的断裂处的变形，并且因此增加了其抗撞击性。

技术特征：
1.一种用于飞行器燃气涡轮发动机的叶片(10)，所述叶片在纵向方向(d
l
)上包括叶片根部(11)、柄部(12)以及翼型本体(13)，所述翼型本体在柄部(12)与叶片顶端(14)之间在纵向方向上，并且在由金属材料制成的前缘(40)与后缘(131)之间在横向方向(d
t
)延伸，所述叶片包括由复合材料(20)制成的叶片芯，所述复合材料具有三维编织的纤维增强，所述三维编织的纤维增强形成叶片根部、柄部以及翼型本体部分(21)，其特征在于，所述叶片还包括由复合材料制成的表层，所述复合材料具有围绕叶片芯(20)的翼型本体部分(21)的二维编织的纤维增强(30)，所述表层被插置在由金属材料(40)制成的前缘与叶片芯的翼型本体部分的前边缘(210)之间，以便限定变薄的前缘部分，所述表层包括一个或多个二维编织层(230，231)，每个编织层围绕叶片芯的翼梁缠绕，所述表层进一步限定叶片的后缘，其特征在于，至少在叶片芯(20)的翼型本体部分(21)的前边缘(210)的远端(210a)与由复合材料(30)制成的表层之间存在填充材料(50)。2.根据权利要求1所述的叶片，其中，每个二维编织层(230，231)的端部，在与叶片的从叶片(10)的前缘(40)到后缘(131)所测量的弦长的50％或更多对应的位置处，在翼型本体(13)的抽吸侧面处接合。3.根据权利要求1或2所述的叶片，其中，叶片的前缘(40)和后缘(131)具有在0.2mm与1.5mm之间的厚度(e
ba
，e
bf
)。4.根据权利要求1至3中任一项所述的叶片，其中，叶片芯(20)的三维编织的纤维增强包括碳纤维纱线，并且其中，表层的纤维增强包括碳纤维纱线和玻璃纤维纱线。5.一种用于制造用于飞行器燃气涡轮发动机的叶片的方法，至少包括：-通过三维编织生产纤维叶片芯坯件(100)，-切割纤维坯件，以获得纤维叶片芯预成形件(200)，所述纤维叶片芯预成形件在纵向方向(d
l
)上包括叶片根部预成形件部分(203)、柄部预成形件部分(204)以及翼型本体部分的预成形件部分(205)，所述翼型本体部分的预成形件部分在柄部预成形件部分(204)与顶端(206)之间在纵向方向上延伸，并且在前边缘(136)与后边缘(132)之间在横向方向(d
t
)上延伸，-将一个或多个二维编织层(230、231)缠绕在翼型本体部分的预成形件部分(205)周围，-将由金属材料(40)制成的前缘定位在翼型本体部分的预成形件部分(205)的前缘(2050)处的一个或多个二维编织层上，-将缠绕有一个或多个二维编织层(230，231)的叶片芯的纤维预成形件(200)和前缘(40)放置到注射模具中，-将树脂注射到叶片芯的纤维预成形件以及一个或多个二维编织层中，-将树脂转化成基质，以便获得叶片(10)，所述叶片包括由复合材料制成的叶片芯，所述复合材料具有三维编织的纤维增强(20)；由复合材料制成的表层，所述表层具有围绕叶片芯(20)的翼型本体部分(21)存在的二维编织的纤维增强(30)；以及由金属材料(40)制成的前缘，所述前缘固定在所述表层上，其特征在于，在将一个或多个二维编织层(230、231)围绕翼型本体部分的预成形件部分(205)缠绕之前，至少在翼型本体部分的预成形件部分的前边缘(2050)的远端(2050a)处放置填充材料(50)。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，在将一个或多个二维编织层(230、231)围绕翼型本体部分的预成形件部分(205)缠绕期间，每个二维编织层的端部，在所述翼身部预成形件(205)的旨在形成叶片的抽吸侧面的表面处，以及在对应于从叶片的前缘至后缘所测量的叶片的弦长的50％或更多的位置处接合。7.根据权利要求5或6所述的方法，其中，每个二维编织层(230，231)具有约0.2mm的厚度。8.根据权利要求5至7中任一项所述的方法，其中，叶片芯(20)的三维编织的纤维增强包括碳纤维纱线，并且其中，表层(30)的纤维增强包括碳纤维纱线和玻璃纤维纱线。

技术总结
一种用于航空燃气涡轮发动机的叶片(10)，该叶片在纵向方向(DL)上包括叶片根部(11)、柄部(12)和叶片本体(13)，该叶片本体在纵向方向上在柄部(12)与叶片顶端(14)之间，并且在横向方向(DT)上在由金属材料制成的前缘(40)与后缘(131)之间延伸。叶片包括由复合材料制成的叶片芯(20)，该复合材料具有三维编织的纤维增强，该三维编织的纤维增强形成叶片根部、柄部和叶片本体(21)的一部分。叶片还包括由复合材料制成的表层(30)，该复合材料具有围绕叶片芯(20)的叶片本体部分(21)的二维编织的纤维增强，表层插置在由金属材料制成的前缘(40)与叶片芯的叶片本体部分的前边缘之间，以限定变薄的前缘部分，表层包括一个或多个二维编织层，每个编织层围绕叶片芯的叶片本体部分缠绕，表层还限定变薄的后缘。层还限定变薄的后缘。层还限定变薄的后缘。


技术研发人员：克莱门特
受保护的技术使用者：赛峰航空器发动机
技术研发日：2021.06.09
技术公布日：2023/5/16