包括金属加强件的由复合材料制成的扇叶及这种扇叶的制造方法技术

本发明专利技术涉及一种特别是用于飞行器的涡轮机的由复合材料制成的扇叶(100)的制造方法，包括以下步骤：

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】包括金属加强件的由复合材料制成的扇叶及这种扇叶的制造方法


[0001]本专利技术涉及特别是用于飞行器的涡轮机的由复合材料制成的扇叶领域，更具体地涉及这种复合材料扇叶的机械强度的改进。

技术介绍

[0002]现有技术特别包括文献WO2013/060977A2、FR3079445A1、WO2018/158544A1和US2013/052030A1。
[0003]众所周知，出口引导扇叶(OGV)用于航空领域。OGV是一种固定叶片装置，其功能是对风机扇叶出口处的气流整流，以形成涡轮机的次级流。
[0004]OGV形成一排排固定扇叶，允许以适当的速度和角度引导流经涡轮机的气流。
[0005]通常，在本申请中，术语“上游”和“下游”的定义与涡轮机中的气流方向有关。此外，通常，在本申请中，术语“内”和“外”或者“内部”和“外部”是相对于涡轮机的轴线径向地定义的。
[0006]OGV可以是金属的，也可以由复合材料制成，特别是为了减小其质量。
[0007]目前，复合OGV通过向三维(3D)编织碳纤维预制件中注入环氧树脂(例如通过树脂传递模塑(RTM))来生产。
[0008]图1示出了OGV 10，OGV包括叶片12，该叶片具有压力面18和吸力面28，压力面和吸力面在前缘14和后缘16之间延伸，叶片的纵向端部与如下平台相连：安装在叶片的径向外端部且布置在所述OGV和相邻OGV之间的OGV间平台20，以及安装在叶片的径向内端部并连接到整流器的毂部24的平台22。
[0009]呈金属箔形式的金属加强件26，例如镍钴，共同注入叶片12的前缘部分14。
[0010]由于复合材料对某些机械约束很敏感，因此金属加强件有利于防止OGV的侵蚀和潜在影响。
[0011]还众所周知，复合OGV具有混合结构，该混合结构具有用于产生空气动力学区域的碳材料编织部，以及形成OGV的芯部的热塑性树脂(带有或不带有填料)。
[0012]然而，这种OGV的机械性能比传统装甲的机械性能弱。
[0013]此外，热塑性树脂仅填充用于扇叶的附接平台之间的空腔，因此不允许限制平台的开口，这将减少OGV受到的机械约束。
[0014]已进行研究，以分析该OGV的机械强度。根据有限元模型的结果，在圆角(分别如图2、图3和图4中的虚线A、B和C所示)位置处，即在平台20、22和叶片12之间的连接位置处，发现了约束系统性集中。
[0015]还对这些部件进行了拉伸、压缩和弯曲试验。计算结果显示了与专家测试所发现的失效区域相同的失效区域。
[0016]因此，需要一种能够减少这些失效区域的约束并更好地分布力的OGV。
[0017]本专利技术的目的是提出一种解决方案，以使得能够弥补这些缺点中的至少一些缺
点。

技术实现思路

[0018]本专利技术允许限制用于涡轮机的由复合材料制成的扇叶的平台的开口，以减少叶片和平台之间的连接圆角(关键区域)的约束。
[0019]为此，本专利技术涉及一种特别是用于飞行器的涡轮机的由复合材料制成的定子扇叶的制造方法，包括以下步骤：
[0020]‑
以三维方式编织纤维，以生产纤维预制件，
[0021]‑
将纤维预制件安装在模具中，
[0022]‑
将树脂注入模具中，以浸渍纤维预制件，
[0023]‑
聚合树脂以形成扇叶，所述扇叶包括叶片，叶片具有压力面和吸力面，压力面和吸力面在前缘和后缘之间延伸，所述叶片的纵向端部连接到平台，平台包括：压力段和吸力段，压力段和吸力段通过连接圆角连接到所述叶片；以及在平台的所述压力段和吸力段之间的在所述纤维预制件中形成的开裂部，
[0024]‑
通过在叶片的前缘上集成第一金属加强件来加强所述叶片的前缘，
[0025]其特征在于，该方法还包括以下步骤：
[0026]‑
通过在平台的压力段和吸力段的至少一部分上以及在开裂部中集成第二金属加强件来加强连接圆角。
[0027]根据一个实施例，添加第二金属加强件的步骤包括将第二金属加强件结合到平台的压力段和吸力段的至少一部分上，并结合到开裂部中。
[0028]根据另一实施例，添加第二金属加强件的步骤包括将第二金属加强件共同注入到平台的压力段和吸力段的至少一部分上，并共同注入到开裂部中。
[0029]本专利技术还涉及一种特别是用于飞行器的涡轮机的复合材料扇叶，该扇叶由根据本专利技术的制造方法生产。因此，该扇叶包括布置在平台的压力段和吸力段的至少一部分上并布置在开裂部中的第二金属加强件。
[0030]有利地，本专利技术使得能够减少叶片和平台之间的连接圆角(即，关键区域)中的约束，以确保机械稳健性。
[0031]有利地，第二金属加强件允许用作平台的压力段和吸力段之间的连接件，从而使得能够加强关键区域。在共同注入的情况下，特别是与碳编织部相比，这种金属加强件显著改善了OGV半径的正确形成，其中，碳编织部不是刚性的，也不具有精确的空腔形状。
[0032]有利地，第二金属加强件允许通过减少在拉伸、压缩和弯曲应力作用下连接圆角位置处的约束来限制平台的压力段和吸力段的开口。此外，第二金属加强件允许承受连接圆角的力，特别是在压缩的情况下，这些力将分布在平台的整个基部上，从而增加临界屈曲力。
[0033]根据一个实施例，第二金属加强件在前缘和后缘之间沿着纵向于叶片的压力面和吸力面的纵向方向的尺寸基本上等于平台在所述方向上的尺寸。换句话说，第二金属加强件沿着平台的整个长度延伸。
[0034]根据另一实施例，第二金属加强件包括两个部分，第二金属加强件的每个部分在前缘和后缘之间沿着纵向于叶片的压力面和吸力面的纵向方向的尺寸介于在连接圆角之
前的叶片的纵向端部处的弦长的15％至35％之间。换句话说，第二金属加强件仅沿着平台的长度的一部分延伸。
[0035]有利地，这特别是通过减轻第二金属加强件来允许整流器扇叶的质量减小。
[0036]第二金属加强件沿着叶片的纵向方向的尺寸可介于平台在所述方向上的尺寸的30％至70％之间。换句话说，第二金属加强件的厚度介于平台的厚度的30％至70％之间。
[0037]优选地，第二金属加强件沿着叶片的纵向方向的尺寸基本上等于平台在该方向上的尺寸的50％。
[0038]第二金属加强件在前缘和后缘之间沿着垂直于叶片的纵向方向且垂直于叶片的压力面和吸力面的纵向方向的方向的尺寸可至少等于平台在所述方向上的尺寸。换句话说，第二金属加强件的宽度至少等于平台的宽度。
[0039]在一个实施例中，平台是相对于所述整流器的轴线径向地位于整流器内部的平台。在该实施例中，第二金属加强件在面向叶片的后缘的纵向端部处包括与该平台垂直地延伸的突起。该突起允许第二金属加强件具有锥形轴承功能。
[0040]在一个实施例中，第二金属加强件由钛制成。优选地，第二金属加强件由与整流器扇叶的复合材料兼容的金属材料(即，与该复合本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种特别是用于飞行器的涡轮机的由复合材料制成的扇叶(100)的制造方法，包括以下步骤：
‑
以三维方式编织(S10)纤维，以生产纤维预制件，
‑
将所述纤维预制件安装(S20)在模具中，
‑
将树脂注入(S30)所述模具中，以浸渍所述纤维预制件，
‑
聚合(S40)所述树脂以形成所述扇叶(100)，所述扇叶包括叶片(102)，所述叶片具有压力面(104)和吸力面(106)，所述压力面和所述吸力面在前缘(108)和后缘(110)之间延伸，所述叶片的纵向端部连接到平台(112，114)，所述平台包括：压力段(116)和吸力段(118)，所述压力段和所述吸力段通过连接圆角(120)连接到所述叶片；以及在所述平台的所述压力段和吸力段之间的在所述纤维预制件中形成的开裂部(122)，
‑
通过在所述叶片的前缘上集成第一金属加强件(124)来加强(S50)所述叶片的前缘，其特征在于，所述方法还包括以下步骤：
‑
通过在所述平台的压力段和吸力段的至少一部分上以及在所述开裂部中集成第二金属加强件(126，128，130，132)来加强(S60)所述连接圆角。2.根据权利要求1所述的制造方法，其中，添加所述第二金属加强件(126，128，130，132)的步骤包括将所述第二金属加强件结合到所述平台的压力段(116)和吸力段(118)的至少一部分上，并结合到所述开裂部(122)中。3.根据权利要求1所述的制造方法，其中，添加所述第二金属加强件(126，128，130，132)的步骤包括将所述第二金属加强件共同注入到所述平台的压力段(116)和吸力段(118)的至少一部分上，并共同注入到所述开裂部(122)中。4.一种特别是用于飞行器的涡轮机的由复合材料制成的扇叶(100)，所述扇叶由根据前述权利要求中任一项所述的制造方法生产。5.根据权利要求4所述的由复合材料制成的扇叶(100)，其中，所述第二金属加强件...

【专利技术属性】
技术研发人员：西莉亚，
申请(专利权)人：赛峰集团，
类型：发明
国别省市：