CN115244272B - 复合材料涡轮发动机叶片的纤维织构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种纤维织构(100)，旨在形成由复合材料制成的涡轮发动机(1)的叶片(10)的纤维增强件，所述织构为单件，并在由沿径向(L)延伸的多条第一纤维经纱或经向股线与沿弦方向(T)延伸的多条第一纤维纬纱或纬向股线之间具有三维编织，所述织构包括叶片根部(110)和在所述叶片根部和所述纤维织构的自由端(121)之间延伸的叶片翼型部(120)。所述叶片翼型部(120)在所述织构的自由端(121)附近具有增强区域(140)，所述增强区域包括由不同于所述第一纤维的第二纤维制成的纬纱或纬向股线，所述第二纤维具有大于所述第一纤维的断裂伸长率，并且其特征在于，所述增强区域(140)中的所述第二纤维的第一比率大于所述叶片翼型部(120)的其余部分中的所述第二纤维的第二比率。

Description

复合材料涡轮发动机叶片的纤维织构
技术领域
本发明涉及航空器用复合材料部件的一般领域。更准确地说，本发明涉及旨在形成由复合材料制成的涡轮发动机叶片的增强件的纤维织构。
背景技术
在航空器涡轮发动机领域，减少部件的质量是这些部件的制造成本以及涡轮发动机的能量和环境效率方面的主要问题。这个问题迅速导致了复合材料部件的发展，特别是有机基质复合材料(OMC)，以取代涡轮喷气发动机各部分中的传统金属部件，例如低压压缩机叶片。
这些叶片的位置，例如在风机或压缩机中，可能会使其受到各种物体(鸟类、砾石、冰块、沙子等)的冲击，然后叶片可能会损坏或侵蚀。
在复合材料叶片的前缘，有金属保护层(例如箔)是有用的，以保护其免受冲击，同时节省质量并减少侵蚀。在其他位置，例如在后缘或尖端，风机的复合材料叶片的主体可能有低厚度的区域，以满足空气动力学的限制，这也有可能在受到冲击时被损坏。
因此，需要具有优化的抗冲击性的质量减小的涡轮发动机叶片。
发明内容
为此，本发明提出了一种纤维织构，旨在形成由复合材料制成的涡轮发动机叶片的纤维增强件，所述复合材料包括由基质致密的纤维增强件，所述织构为单件，并在由沿径向延伸的第一纤维(或第一纤维材料)制成的多条经纱或经向股线与沿弦方向延伸的多条第一纤维纬纱或纬向股线之间具有三维编织，所述织构包括叶片根部和在所述叶片根部和所述纤维织构的自由端之间延伸的叶片翼型部。纤维织构的特征在于叶片翼型部在织构的自由端附近具有增强区域，所述增强区域包括由不同于第一纤维(或第一纤维材料)的第二纤维(或第二纤维材料)制成的纬纱或纬向股线，该第二类型的纤维具有大于第一纤维的断裂伸长率，并且其特征在于，所述增强区域中的第二纤维的第一比率大于所述叶片翼型部的其余部分中的第二纤维的第二比率。
术语“织构部分中第二纤维的比率”是指第二纤维数量(按体积)与该部分中第一纤维数量之间的比率。纱线或股线可以唯一地由相同材料的纤维组成。术语“三维编织”或“3D编织”应理解为一种编织方法，通过该方法，至少一些经线在多个纬纱层上连接纬纱。在本文本中，经向和纬向之间的角色互换是可能的，并且也应被视为权利要求所涵盖。
通过这种纤维织构，可以生产出更好地抵抗物体冲击的叶片。位于增强区域中的第二纤维的较大断裂伸长率允许包括例如增强结构的织构的叶片承受这些冲击，而不会显著增加其质量。将第二纤维用于纬纱或纬向股线使得制造这种纤维织构变得容易，因为在织机上织造期间，用第二纤维制成的纬纱或纬向股线代替第一纤维纬纱或纬向股线就足够了，这将在下文详细描述。
在一个示例性实施方式中，增强区域可以从纤维织构的自由端在沿径向测量的织构总长度的小于或等于40％的长度上延伸，例如，在小于或等于织构该总长度的10％的长度上延伸。
在示例性实施方式中，在增强区域中，第二纤维纬纱或纬向股线可以主要存在于纤维织构表面的层中。该层的厚度可以小于纤维织构的厚度，并且该层中的第二纤维的比率可以大于该织构厚度的其余部分中的第二纤维的比率。
在示例性实施方式中，织构可以具有与叶片的吸入面相对应的表面，并且层可以从所述表面延伸。
纤维织构表面的该位置使得有可能限制冲击期间在纬向上的压缩和牵引损伤，并且使得包括织构作为增强件的叶片能够保持其几何形状。这种布置进一步允许减少所使用的第二纤维纬纱或纬向股线的数量，从而减少组件的质量。
在示例性实施方式中，第一纤维可由碳制成，第二纤维可由选自以下材料的材料制成：玻璃、玄武岩、芳族聚酰胺或聚酯。
在示例性实施方式中，第一纤维和第二纤维的材料可以是碳。
在示例性实施方式中，第一比率可以在10％和70％之间，更优选地在20％和40％之间。
本发明的另一个目的是提供一种由复合材料制成的风机叶片，所述复合材料包括由基质致密的纤维增强件，所述叶片的纤维增强件由如上所述的纤维织构形成。
在示例性实施方式中，叶片还可包括金属前缘，所述金属前缘覆盖纤维增强件的增强区域的第二纤维纬纱或纬向股线的端部。这种布置使金属前缘能够保护这些纬纱或纬向股线的端部免受侵蚀。
最后，本发明涉及一种航空涡轮发动机，其包括风机，该风机包括旋转盘和多个安装在旋转盘上的如上所述的叶片。
一种制造由复合材料制成的风机叶片的方法，所述复合材料包括通过基质致密化的纤维增强件，所述方法可以包括以下步骤：生产如上所述的纤维织构，将所述织构成型以获得叶片预制件，以及在预制件的孔隙中形成基质以获得叶片。纤维织构是通过三维编织获得的，并且可以具有例如互锁型编织。基质可以是有机基质并且可以从树脂获得。因此可以通过树脂的注塑成型(RTM方法或“树脂传递模塑”)来形成基质。
附图说明
本发明的其他特征和优点将从下面给出的描述中变得显而易见，并参考附图，这些附图说明了示例性实施方式，但绝不是限制性的。在图中：
图1是航空涡轮发动机的纵向截面示意图。
图2示出了根据本发明实施方式的航空涡轮发动机风机叶片。
图3显示了根据本发明实施方式的纤维织构。
图4显示了图3的纤维织构的横截面示意图。
图5显示了图4的放大图，该图显示了织构的一个表面，该表面对应于吸力面，在该吸力面上可以看到纱线的路径。
图6示出了根据本发明实施方式的航空涡轮发动机风机叶片上的金属前缘的位置。
具体实施方式
图1显示了航空涡轮发动机1的纵向横截面示意图，这里是以轴线A-A为中心的涡扇发动机。它在涡轮发动机中的气流的流动方向F上从上游到下游包括：风机2、低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7。
风机2尤其包括旋转盘8，其上安装有多个风机叶片10，其中一个如图2所示。
风机叶片10在根部11和自由端12之间沿径向或纵向L延伸，在前缘13和后缘14之间沿弦向、轴向或横向T延伸。在根部11和端部12之间，叶片包括支柱15和位于支柱15和端部12之间的翼型体16。风机叶片10由复合材料制成，该复合材料包括由基质致密的纤维增强件。
在所示示例中，叶片10具有金属前缘17，例如金属箔的形式。这种金属前缘17可以在获得叶片10之后固定，或者在其制造过程中以已知方式与叶片10集成。
图3显示了纤维织构100的示意图，该纤维织构100旨在形成涡轮发动机叶片的纤维加强件，例如图2的涡轮发动机叶片。例如，可以通过在提花织机中对纤维坯料进行三维编织并切割编织纤维坯料的多余纱线来获得这种纤维织构。
纤维织构100可以具有三维编织，并且主要包括例如互锁或多层编织。术语“互锁编织”应理解为指三维编织，其中每层经纱将多层纬纱连接起来，同一经纱列的所有纱线在编织平面中具有相同的运动。文献WO2006/136755描述了这种织物的生产。如下文所述，这种纤维织构可以成形而不是致密化，以获得如图2所示的风机叶片10。
纤维织构100在叶片根部110和叶片翼型部120之间沿径向L延伸。织构100具有位于叶片翼型部120的与根部110相对的端部的自由端121。在叶片根部110和叶片翼型部120之间具有叶片支撑部130。一般来说，叶片根部110比叶片支撑部130厚，并且叶片翼型部120的厚度是可变的。纤维织构100在旨在形成叶片10的前缘13的第一边缘101和意在形成叶片10的后缘14的第二边缘102之间在弦方向T上延伸。
在图示的示例中，径向L也对应于经纱在纤维织构100中延伸的总体方向，而弦方向T对应于纬纱延伸的总体方向。应当注意，在整个文本中，经纱和纬纱可以互换。
纤维织构100在由第一纤维制成的多根经纱和由第一纤维制成的多根纬纱之间具有三维或多层编织。根据本发明，纤维织构100还具有由不同于第一纤维的第二纤维制成的纬纱，其断裂伸长率大于第一纤维的断裂伸长率。更准确地说，纤维织构100在织构100的自由端121附近具有增强区域140，其包括由第二纤维制成的纬纱。增强区域中的第二纤维的第一比率大于叶片翼型部120的其余部分中的第二纤维的第二比率。在特定实施方式中，纤维织构仅在增强区域中包含第一和第二纤维，织构的其余部分包含另一种类型的纤维。也就是说，第二纤维主要存在于叶片翼型部120中的增强区域140中，并且位于所述区域140的纬纱中。
增强区域140可以从纤维织构100的自由端121在沿径向L测量的织构100总长度L0的小于或等于40％的长度上延伸，例如，在小于或等于织构该总长度的10％的长度上延伸。
第一纤维的材料可以是碳。第二纤维的材料可以选自以下：碳、玻璃、玄武岩、芳族聚酰胺、聚酯或这些材料的组合。下表给出了几种可用纤维的常见断裂伸长率。
[表1]
例如，第一纤维可以选择碳，第二纤维可以选择玻璃。也可以使用几种类型的纬纱或纬向股线，它们包含不同的纤维，其断裂伸长率大于第一纤维的断裂伸长率。应当注意，第一和第二纤维的材料可以相同。例如，第一和第二纤维可以由碳制成，只要它们的断裂伸长率不同。例如，可以选择由IM7(由Hexcel销售)制成的第一碳纤维，以及由T1000(由Toray销售)制成的第二碳纤维。
例如，第一纤维的断裂伸长率可以小于或等于2.1％，第二纤维的断裂伸长率可以大于或等于2.4％。
图4和5显示了本发明的一个实施方式，其中第二纤维纱线或股线仅存在于纤维织构100表面的层中。
图4显示了织构100的截面图。当纱线存在于具有预定厚度的层中并且位于纤维织构的表面(预定厚度小于所考虑位置处的纤维织构总厚度)时，也可以说纱线存在于纤维织物100的“皮肤(skin)”中。在该视图中，可以识别用于形成叶片压力面的纤维织构100的第一表面103，以及用于形成叶片吸力面的与第一表面相对的第二表面104。在该示例中，第二纤维纬纱位于层141中的增强区域140中，层141位于织构100的表面和第二面104的侧面上。这种布置使得只在冲击时受力最大的皮肤区域修改叶片的机械性能成为可能。
图5显示了图4的放大图，其中可以看到层141的不同纱线的路径。在所示的编织中，可以看到五层经纱C1至C5和五层纬纱T1至T5。纬纱T1以二维缎纹编织方式织入皮肤，而纱线T2至T5描述了三维互锁编织。经纱C1至C5和纬纱T3至T5可以由第一纤维制成，并且存在于层141中的纬纱T1和T2可以由第二纤维制成。
图6显示了本发明的另一个有利特征，涉及金属前缘相对于第二纤维纬纱的端部或末端的定位。
位于增强区域140中的第二纤维纬纱T6、T7和T8示意性地显示在图6中。在编织之后，纬纱T6至T8在由十字标识的位置处离开纤维织构100。纬纱的出口不一定在弦方向T上处于相同水平的事实是由于沿织构100的经纱数量的变化，以便可选地赋予其厚度变化。
有利的是，将固定在风机叶片10上的金属前缘17覆盖纬纱或纬向股线T6至T8的端部(一旦这些纱线的非织造部分被切断)以防止腐蚀。在图6中，金属前缘17的位置由虚线表示，并且可以看出，纱线T6至T8的端部或末端(位于十字的高度)将被它很好地覆盖。
为了获得如图2所示的风机叶片10，通过三维编织产生纤维织构100，所述织构被成形以获得具有合适几何形状的叶片预制件，并且基质在预制件的孔隙中成形，以获得叶片。在编织时，可以在纤维织构的增强区域140中将由第一纤维制成的纬纱替换为由第二纤维制成的纬纱。风机叶片10可以通过树脂传递模塑工艺(RTM)生产，其中预制件被放置在具有叶片形状的模具中并且树脂被注入其中然后聚合。在本文中，基质可以是有机基质并且从环氧树脂获得。

Claims (8)

1.一种用于涡轮发动机(1)的风机叶片(10)，由复合材料制成，包括由基质致密的纤维增强件，所述纤维增强件由纤维织构(100)组成，所述织构为单件(100)，并在由沿径向(L)延伸的多条第一纤维经纱或经向股线(C1-C5)与沿弦方向(T)延伸的多条第一纤维纬纱或纬向股线(T3-T5)之间具有三维编织，所述织构包括叶片根部(110)和在所述叶片根部和与所述叶片根部相对的所述纤维织构的自由端(121)之间延伸的叶片翼型部(120)，
其特征在于，所述叶片翼型部(120)在所述织构的自由端(121)附近具有增强区域(140)，所述增强区域包括由不同于所述第一纤维的第二纤维制成的纬纱或纬向股线(T1、T2)，所述第二纤维具有大于所述第一纤维的断裂伸长率，并且其特征在于，所述增强区域(140)中的所述第二纤维的第一比率大于所述叶片翼型部(120)的其余部分中的所述第二纤维的第二比率；第一比率为第二纤维的体积数量与增强区域中第一纤维数量之间的比率；第二比率为第二纤维的体积数量与叶片翼型部的其余部分中的第一纤维数量之间的比率。
2.根据权利要求1所述的风机叶片，其特征在于，所述增强区域(140)从所述纤维织构的自由端(121)在沿径向(L)测量的织构总长度(L0)的小于或等于40％的长度上延伸。
3.根据权利要求1或2所述的风机叶片，其特征在于，在所述增强区域(140)中，所述第二纤维纬纱或纬向股线(T1、T2)主要存在于所述纤维织构(100)的表面层(141)中。
4.根据权利要求3所述的风机叶片，其特征在于，所述织构具有与所述叶片(10)的吸入面相对应的表面(104)，并且所述层(141)从所述表面延伸。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的风机叶片，其特征在于，所述第一纤维由碳制成，所述第二纤维由选自以下材料的材料制成：玻璃、玄武岩、芳族聚酰胺或聚酯。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的风机叶片，其特征在于，所述第一比率在10％和70％之间。
7.根据权利要求1所述的风机叶片，还包括金属前缘(17)，所述金属前缘覆盖所述纤维增强件的增强区域(140)的所述第二纤维纬纱或纬向股线(T6、T7、T8)的端部。
8.一种航空涡轮发动机(1)，其包括风机(2)，所述风机(2)包括旋转盘(8)和安装在所述旋转盘上的多个根据权利要求1所述的风机叶片(10)。
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