RU2708286C2 - Способ изготовления детали и композитная сплошная деталь, получаемая с помощью способа - Google Patents
Способ изготовления детали и композитная сплошная деталь, получаемая с помощью способа Download PDFInfo
- Publication number
- RU2708286C2 RU2708286C2 RU2015153536A RU2015153536A RU2708286C2 RU 2708286 C2 RU2708286 C2 RU 2708286C2 RU 2015153536 A RU2015153536 A RU 2015153536A RU 2015153536 A RU2015153536 A RU 2015153536A RU 2708286 C2 RU2708286 C2 RU 2708286C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- reinforcing rib
- threads
- blade
- turbomachine
- weaving
- 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
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
- B22F3/12—Both compacting and sintering
- B22F3/14—Both compacting and sintering simultaneously
- B22F3/15—Hot isostatic pressing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
- B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
- C22C47/02—Pretreatment of the fibres or filaments
- C22C47/06—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element
- C22C47/062—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element from wires or filaments only
-
- D—TEXTILES; PAPER
- D03—WEAVING
- D03D—WOVEN FABRICS; METHODS OF WEAVING; LOOMS
- D03D25/00—Woven fabrics not otherwise provided for
- D03D25/005—Three-dimensional woven fabrics
-
- 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
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
- B29B11/00—Making preforms
- B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
- B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
-
- 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
- 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
- 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
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
- Textile Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Woven Fabrics (AREA)
- Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Powder Metallurgy (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу изготовления композиционной сплошной детали в виде армирующего ребра для лопатки турбомашины и содержащая армирующую структуру из трехмерно сплетенных керамических волокон и матрицу из металла или сплава. Композиционная сплошная деталь может быть использована для получения лопатки рабочего колеса турбомашины. Техническим результатом является упрощение изготовления армирующего ребра лопатки рабочего колеса турбомашины при сохранении высоких эксплуатационных характеристик. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее описание относится к способу изготовления детали и к композитной сплошной детали, получаемой с помощью способа.
Более конкретно, деталь может представлять собой армирующее ребро для лопатки рабочего колеса турбомашины. Такое армирующее ребро может подходить для любого типа турбомашины, используется ли она на земле или в воздушном летательном аппарате, и, в частности, для турбовального двигателя вертолета или для турбореактивного двигателя самолета.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Лопатки рабочего колеса турбомашины подвергаются воздействию высоких уровней механических напряжений, связанных, в частности, с их скоростью вращения, в то же время они также должны удовлетворять жестким условиям относительно их массы и размера. Одна из возможностей, которые рассматриваются для уменьшения массы лопастей, заключается в их изготовлении из композитного материала. Тем не менее, лопатки рабочего колеса турбомашины должны также удовлетворять строгим критериям при использовании, и, в частности, они должны быть способны выдерживать удары посторонних тел и абразивное воздействие. Например, передняя лопатка рабочего колеса турбореактивного двигателя самолета должна выдерживать удары птиц, которые сталкиваются с ней в полете, а также абразивное воздействие в полете. Однако, когда переднюю кромку лопатки изготавливают из такого же композитного материала, как и корпус лопатки, передняя кромка создает риск возникновения недостаточной способности выдерживать удары и абразивные воздействия.
Для решения этой проблемы предусматривается, что лопатка может укрепляться на ее передней кромке посредством использования детали, которая присоединяется к корпусу лопатки и таким образом встраивается в аэродинамический профиль лопатки. Такая присоединенная деталь упоминается как армирующее ребро.
Армирующее ребро, как правило, представляет собой сплошную деталь, которая простирается в продольном направлении, по существу в радиальном направлении по отношению к оси вращения рабочего колеса, и в поперечном сечении имеет профиль, который, в целом, имеет C-образную форму с центральной частью большой толщины между сужающимися ветвями. Таким образом, армирующее ребро имеет продольную центральную часть значительной толщины, упоминаемую как "нос", между тонкими продольными крыльями.
Толщина такого армирующего ребра, таким образом, является переменной, как правило, она составляет несколько миллиметров в его центральной части и уменьшается всего лишь до нескольких десятых миллиметра (например, до 0,2 мм) на краях его сужающихся ветвей.
Армирующее ребро должно также иметь форму, которая является искривленной и изогнутой, то есть форму, которая совпадает с формой передней кромки корпуса лопатки, к которой оно присоединяется.
Наконец, на его наружной лицевой стороне армирующее ребро должно иметь гладкое состояние поверхности с тем, чтобы исключить ухудшение аэродинамических свойств лопатки, а на его внутренней лицевой стороне оно должно иметь радиус кривизны хорошего качества с тем, чтобы точно соответствовать передней кромке корпуса лопатки, к которой оно присоединяется.
Известно изготовление армирующих ребер посредством горячего формования и механической обработки детали, изготовленной из титанового сплава. Тем не менее, из-за рассмотренных выше требований, операции формования и механической обработки являются многочисленными, продолжительными и сложными, имея следствием увеличение стоимости изготовления армирующего ребра. К сожалению, стоимость изготовления армирующего ребра с использованием известных способов изготовления в настоящее время считается слишком высокой, в частности, потому, что она составляет слишком большую долю от общей стоимости изготовления лопатки рабочего колеса.
По этой причине существует реальная необходимость в способе изготовления, который делает возможным изготовление армирующего ребра лопатки рабочего колеса более простым способом и с более низкой стоимостью, в то же время, оно должна удовлетворять, настолько, насколько это возможно, рассмотренным выше требованиям.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее описание предлагает способ изготовления детали, способ включает следующие стадии:
изготовления, по меньшей мере, одной волокнистой структуры посредством трехмерно переплетенных металлических нитей; и
воздействия на волокнистую структуру горячего изостатического прессования с тем, чтобы заставить агломерировать металлические нити таким образом, чтобы получить сплошную деталь.
В настоящем описании указанная сплошная деталь также упоминается как "готовая деталь".
Получение волокнистой структуры (структур) посредством трехмерного плетения делает возможным получение хорошей механической прочности структуры (структур) и, таким образом, готовой детали за одну операцию.
Кроме того, металлические нити, переплетенные посредством трехмерного плетения, способны перемещаться по отношению друг к другу таким образом, что возможно деформировать волокнистую структуру, тем самым давая возможность для придания опоре и, таким образом, готовой детали формы, которая является сложной, в частности, формы, которая является искривленной и/или изогнутой.
Трехмерное плетение также делает возможным получение волокнистой структуры и, таким образом, готовой детали, которая имеет переменную толщину, эта толщина может стать очень малой, поскольку возможно осуществление непрерывного трехмерного переплетения между частями, которые являются толстыми, и частями, которые являются очень тонкими.
Такой способ, следовательно, является очень хорошо пригодным для изготовления армирующего ребра для лопатки рабочего колеса турбомашины.
Стадия горячего изостатического прессования (HIP) действует посредством компактирования для придания конечной формы волокнистой структуре и уплотнения ее посредством диффузионной сварки ее металлических нитей вместе. Полученная сплошная деталь имеет пористость, которая является нулевой или очень малой.
Горячее изостатическое прессование может осуществляться в изотермическом прессе или в мешке в автоклаве, и используемая оснастка может повторно использоваться для нескольких циклов изготовления. Кроме того, можно компактировать множество деталей одновременно. Стоимость изготовления деталей уменьшается.
В определенных вариантах осуществления изготовленная деталь простирается в первом направлении и имеет толщину, которая изменяется в плоскости, перпендикулярной первому направлению; основные нити, используемые для трехмерного плетения, простираются вдоль первого направления; и изменение по толщине у детали получают посредством использования основных нитей различных диаметров и необязательно изменяющейся плотности сплетения.
Части детали с самой большой толщиной, как правило, изготавливают с использованием основных нитей самого большого диаметра.
Когда изготавливаемая деталь представляет собой армирующее ребро для лопатки рабочего колеса турбомашины, указанное первое направление представляет собой продольное направление армирующего ребра.
В определенных вариантах осуществления используемые металлические нити представляют собой:
нити, изготовленные из металла или сплава металлов, в частности, из титана (Ti) или титанового сплава; и/или
композитные нити, содержащие центральное керамическое волокно, в частности, изготовленное из карбида кремния (SiC), и покрытие из металла или сплава металлов, в частности, изготовленное из титана или из титанового сплава или из бора.
Композитные нити преимущественно используют в частях детали, которые являются механически напряженными больше всего. Например, в армирующем ребре композитные нити располагают на той стороне, которая подвергается ударам, то есть в наружной зоне армирующего ребра (в зоне, которая располагается дальше всего от корпуса лопатки).
В определенных вариантах осуществления множество волокнистых структур или "субструктур" изготавливают посредством трехмерного плетения, и эти волокнистые структуры собирают вместе, и полученную сборку или "конечную структуру", сформированную с помощью собранных волокнистых структур, подвергают указанному горячему изостатическому прессованию.
Конечная структура, как правило, имеет многослойную конфигурацию, получаемую посредством пакетирования множества субструктур различных форм и геометрических конфигураций.
Это решение дает возможность обойти сложности плетения, манипуляций и холодного формования, которые могли бы встретиться для волокнистой структуры, изготовленной в виде одного куска. Такие сложности могут появиться, в частности, когда деталь, которую нужно изготовить, имеет большие различия по толщине, при этом эти различия по толщине либо генерируют сложности во время плетения (в частности, из-за избыточных натяжений в нитях самого маленького диаметра), либо деталь невозможно получить только посредством изменения диаметров основных нитей и сплетения, либо они возникают из-за металлических нитей и/или самой субструктуры, имеющей упругое возвращение.
Стадия сборки вместе волокнистых структур (или субструктур) может осуществляться различными путями.
В определенных вариантах осуществления волокнистые структуры собирают вместе посредством имплантации соединительных нитей, каждая соединительная нить проходит через каждую из преформ, по меньшей мере, частично. Например, волокнистые структуры могут собираться вместе посредством прошивки металлическими нитями.
В определенных вариантах осуществления волокнистые структуры собирают вместе посредством вакуумного формования, посредством сварки и/или посредством адгезива.
Кроме того, в определенных вариантах осуществления, по меньшей мере, одну металлическую вставку располагают между двумя волокнистыми структурами (то есть двумя субструктурами) перед сборкой их вместе. Такая вставка делает возможным получение частей большей толщины в конечной структуре. Вставка (вставки) может соединяться с субструктурами различными путями, например, посредством сварки, посредством адгезива, посредством привязывания между двумя волокнистыми структурами и/или посредством прямой вставки в оснастку.
В настоящем описании описываются несколько вариантов осуществления предлагаемого способа. Тем не менее, если не описывается противоположного, характеристики, которые описывают со ссылкой на любой конкретный вариант осуществления, могут применяться и к любым другим вариантам осуществления.
Настоящее описание также предлагает композитную сплошную деталь, содержащую армирующую структуру из трехмерно переплетенных керамических волокон и матрицы из металла или сплава металлов.
Из-за присутствия армирующей структуры из трехмерно переплетенных керамических волокон, такая деталь имеет повышенную механическую прочность.
Нужно заметить, что армирующая структура не должна обязательно простираться по всей детали, но, в противоположность этому, она может располагаться исключительно в тех зонах детали, которые являются сильнее всего механически напряженными.
В определенных вариантах осуществления указанная сплошная деталь представляет собой армирующее ребро для лопатки рабочего колеса турбомашины.
Такое армирующее ребро может закрепляться, например, с помощью адгезива на корпусе лопатки для его защиты. Как правило, его конструируют для присоединения к передней кромке лопатки, но оно также может присоединяться к задней кромке.
В определенных вариантах осуществления указанное армирующее ребро простирается в продольном направлении, в первом направлении, и в поперечном сечении (то есть в плоскости, перпендикулярной первому направлению), оно имеет профиль, который имеет в целом C-образную форму, с центральной частью большой толщины между сужающимися ветвями, и указанная армирующая структура располагается, по меньшей мере, в наружной зоне центральной части, то есть в зоне центральной части, которая располагается на выпуклой стороне профиля.
Поскольку центральная часть, в частности, снаружи армирующего ребра, представляет собой часть, которая больше всего экспонируется для ударов, присутствие армирующей структуры в этой части используют для ее армирования.
В определенных вариантах осуществления основные нити большего диаметра в армирующей структуре располагаются, по меньшей мере, в указанной центральной части и, по меньшей мере, снаружи армирующего ребра.
Поскольку основные нити большего диаметра имеют самые лучшие механические свойства, их присутствие в части детали используют для получения лучшего механического армирования этой части.
Настоящее описание предлагает также лопатку рабочего колеса турбомашины, содержащую армирующее ребро, как описано выше, и турбомашину, содержащую такую лопатку рабочего колеса.
В настоящем описании описаны несколько вариантов осуществления композитной сплошной детали. Тем не менее, характеристики, описанные с упоминанием любого из вариантов осуществления, могут применяться к любому другому варианту осуществления.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Прилагаемые чертежи являются схематичными и приводятся не в масштабе для лучшей иллюстрации принципов настоящего изобретения.
На чертежах элементы (или части элементов), которые являются идентичными, идентифицируются с помощью одинаковых ссылочных обозначений. В дополнение к этому, элементы (или части элементов), которые принадлежат к различным вариантам осуществления, но которые являются аналогичными по функции, упоминаются под одними и теми же ссылочными номерами плюс 100, 200, и тому подобное.
Фиг.1 представляет собой общий вид примера лопатки рабочего колеса турбомашины, соединенной с иллюстративным армирующим ребром.
Фиг.2 представляет собой общий вид армирующего ребра на фиг.1.
Фиг.3 представляет собой вид сверху для трехмерного переплетения типа интерлока.
Фиг.4 представляет собой вид сверху трехмерного переплетения многослойного типа.
Фиг.5 представляет собой схему, показывающую пример волокнистой структуры, изготовленной с помощью трехмерного переплетения.
Фиг.6 показывает волокнистую структуру на фиг.5, расположенную в оборудовании для горячего изостатического прессования.
Фиг.7 показывает сплошную деталь, полученную после горячего изостатического прессования.
Фиг.8 показывает два примера волокнистых структур или субструктур для сборки вместе в их состоянии до горячего изостатического прессования.
Фиг.9 показывает две субструктуры на фиг.8 после сборки вместе.
Фиг.10 показывает два примера волокнистых структур или субструктур вместе с металлической вставкой, эти три элемента конструируются для сборки вместе перед горячим изостатическим прессованием.
Фиг.11 показывает три элемента на фиг.10, когда они собраны вместе.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА (ВАРИАНТОВ) ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Варианты осуществления настоящего изобретения, описываемые подробно ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, пытаются показать характеристики и преимущества настоящего изобретения. Тем не менее, необходимо напомнить, что настоящее изобретение не является ограниченным этими примерами.
Фиг.1 показывает лопатку 1 турбомашины типа с лопатками рабочего колеса, имеющую большую хорду. Такая лопатка 1 имеет сложную форму и содержит ножку 2, которая продолжается посредством аэродинамического профиля 4 в направлении, которое является радиальным по отношению к оси вращения рабочего колеса. Аэродинамический профиль 4 предназначен для его помещения на пути потока текучей среды, проходящего через двигатель, и он снабжен двумя наружными поверхностями, упоминаемыми, соответственно, как поверхность 6 стороны пониженного давления и поверхность 8 стороны повышенного давления. На их "передних" краях эти поверхности 6 и 8 соединены вместе посредством передней кромки 10, и на их "задних" краях они соединены вместе с помощью задней кромки 12 (где "передний" и "задний" определяются по отношению к нормальному направлению потока газа через турбомашину). Как правило, длина передней кромки 10 и задней кромки 12 составляет порядка 500 мм. Армирующие кромки могут закрепляться на корпусе 7 лопатки, на ее задней кромке 12, а прежде всего, на ее передней кромке 10, чтобы предотвратить или, по меньшей мере, замедлить ее повреждение, в частности, в случае удара.
В показанном примере армирующее ребро 20 закрепляется на корпусе 7 лопатки, на ее передней кромке 10. Передняя кромка 10 состоит, по меньшей мере, частично, из армирующего ребра 20, которое согласуется настолько близко, насколько это возможно, с общей формой лопатки с тем, чтобы предотвратить ухудшение ее механических и аэродинамических свойств.
Лопатка 1 рабочего колеса имеет сложную форму, как показано на фиг.1. В частности, лопатка является искривленной в ее продольном направлении и изогнутой в ее поперечном направлении. Армирующее ребро 20, таким образом, также представляет собой форму, которая является сложной, как показано на фиг.2.
Более конкретно, армирующее ребро 20 простирается продольно в первом направлении A, и в сечении в плоскости P, перпендикулярной первому направлению (то есть в поперечном сечении), она представляет собой профиль, который имеет, в целом, C-образную форму, с центральной областью 22 большой толщины между сужающимися ветвями 24. Таким образом, армирующее ребро 20 представляет собой продольную центральную часть 21 большой толщины, имеющую два продольных крыла 23, ограничивающих каждую из ее сторон, крылья имеют сечения с толщиной, уменьшающейся в направлении их дальних краев. Наружные лицевые стороны 24E крыльев 23 проходят непрерывно вместе с лицевыми сторонами стороны 8 повышенного давления и стороны 6 пониженного давления лопатки. Наружная лицевая сторона 22E центральной части 21 формирует переднюю кромку 10 лопатки, когда армирующее ребро 20 закрепляется на корпусе 7 лопатки (см. фиг.1).
Примеры размеров для такого армирующего ребра 20 представляют собой длину перекрывания L примерно от 20 мм до 500 мм, например, равную 250 мм, максимальную толщину H для центральной части 21 (или центральной области 22) примерно от 1 мм до 25 мм, например, равную 7 мм, и минимальную толщину E для крыльев 23 (или ветвей 24), лежащую в пределах от 0,1 мм до 6 мм, например, равную 1 мм, при этом толщина крыльев 23 уменьшается при приближении к краям крыльев 23 (толщину измеряют в плоскости P, перпендикулярной касательным профилей наружных лицевых сторон 22E, 24E). Нужно заметить, что толщина такой детали значительно изменяется.
Для изготовления такой детали как армирующее ребро 20 начальная операция представляет собой получение, по меньшей мере, одной волокнистой структуры посредством трехмерного плетения.
Необходимо напомнить, что плетение заключается в переплетении основных нитей и уточных нитей. В терминологии плетения "переплетение" представляет собой способ, которым переплетают основные нити и уточные нити.
В настоящем описании термин "трехмерное" плетение (или "3D плетение") используют для обозначения технологии плетения, при которой, по меньшей мере, некоторые из основных нитей соединяют вместе уточные нити поверх множества уточных слоев.
Трехмерное плетение, таким образом, отличается от более распространенного "двухмерного" плетения (или "2D плетения") тем, что каждая основная нить проходит с одной стороны на другую сторону нитей в одном уточном слое.
Имеются разнообразные виды трехмерного плетения, которые отличаются способом, которым переплетаются между собой основные нити и уточные нити. Например, трехмерное плетение может принадлежать к типу "интерлока" или "многослойному" типу.
Термин "плетение интерлоком" используют для обозначения 3D плетения с переплетением, при котором каждый основной слой соединяет вместе множество уточных слоев, при этом все нити в одном и том же основном столбике имеют одинаковое перемещение в плоскости переплетения. Фиг.3 представляет собой вид сверху переплетения интерлоком с семью слоями основных нитей FC и восьмью слоями уточных нитей FT. В показанном переплетении интерлоком уточный слой T состоит из двух соседних уточных полуслоев t, которые отстоят друг от друга в основном направлении. Таким образом, имеется шестнадцать уточных полуслоев в шахматной конфигурации. Каждая основная нить FC соединяет вместе три уточных полуслоя. Ниже, термин "слой" может использоваться для обозначения полного слоя или полуслоя из уточных нитей, если не описывается противоположного.
Можно также принять для уточных нитей FT расположение, которое не является шахматным, когда уточные нити FT двух соседних уточных слоев совмещаются на одних и тех же столбиках.
Термин "многослойное плетение" используют для обозначения 3D плетения с множеством слоев уточных нитей, при котором базовое переплетение каждого слоя эквивалентно обычному 2D переплетению (например, плетению типа полотняного переплетения, основовязанного переплетения или саржевого переплетения), но с определенными точками переплетения, которые соединяют уточные слои вместе. Фиг.4 показывает вид сверху многослойного переплетения полотняного типа или типа "с множеством полотен", при котором основные нити FC отклоняются, время от времени, от их обычного 2D пути при полотняном переплетении, связанного с одним уточным слоем, для захвата нити FT' из соседнего уточного слоя и формирования конкретных точек PT полотняного переплетения, которые связывают вместе два соседних уточных слоя. В конкретной точке PT полотняного переплетения основная нить FC проходит вокруг двух уточных нитей FT и FT', расположенных в одном столбике в двух соседних уточных слоях.
Нужно заметить, что соединение с помощью данной уточной нити FC при многослойном переплетении не ограничивается двумя соседними уточными слоями, но может простираться на глубину более двух уточных слоев.
Наконец, термин "плотность плетения" используют для обозначения количества нитей на единицу длины в уточном направлении и в основном направлении, низкая плотность плетения (или слабая структура) обозначает меньшее количество нитей и, таким образом, переплетение, которое является более открытым, в противоположность высокой плотности плетения (или плотной структуре).
В настоящем описании и на всех чертежах утверждается и показывается, по соглашению и по причинам удобства, что имеются основные нити, которые отклоняются от их путей для удерживания уточных нитей в уточном слое или во множестве уточных слоев. Тем не менее, основа и уток могут меняться ролями друг с другом, и такой взаимный обмен должен считаться перекрываемым формулой изобретения.
Для изготовления такой детали как армирующее ребро 20 начальная стадия представляет собой, таким образом, получение, по меньшей мере, одной волокнистой структуры посредством трехмерно переплетенных металлических нитей.
Фиг.5 показывает пример такой волокнистой структуры 25, полученной посредством трехмерного переплетения следующих металлических нитей:
композитные нити 30 большого диаметра (например, 0,5 мм), содержащие центральное керамическое волокно 32, изготовленное из карбида кремния (SiC), покрытое покрытием 34 из сплава титана (или бора), нити этого типа упоминаются специалистами в данной области как "SiC/Ti нити", или "SiC-Ti нити", или "SiC/B нити", или "SiC-B нити" для покрытия из сплава бора;
нити 36 меньшего диаметра (например, 0,1 мм) из титанового сплава (например, из сплава типа TA6V, Ti6242 и тому подобное); и
композитные нити 38 малого диаметра (например, 0,25 мм), содержащие центральное керамическое волокно 39 из карбида кремния (SiC), покрытое покрытием 37 из сплава титана (или бора).
На фиг.5 композитные нити 38, керамические волокна 39 и их покрытие 37, все представлены с помощью линий одного и того же вида.
Металлические нити 30, 36 и 38 взаимно переплетены посредством трехмерного плетения таким образом, чтобы они формировали единую волокнистую структуру или структуру в виде одного куска. Металлические нити 30 и 36 используют в качестве основных нитей, и они ориентированы по существу в первом направлении A (см. фиг.2), в то время как металлические нити 38 используют как уточные нити.
Нужно заметить, что металлические нити большого диаметра используют в самой толстой части волокнистой структуры, при этом большой диаметр этих нитей используют, в частности, для получения структуры большой толщины.
Взаимно-переплетенные керамические волокна 32 и 39 формируют армирующую структуру керамических волокон, которая сплетается в трех измерениях, в значении настоящего описания, и, подобно композитным нитям 30, керамические волокна большего диаметра представляют собой керамические волокна 32.
Наконец, все используемые металлические нити могут быть изготовлены из композитного материала, или все они могут быть изготовлены из металла или сплава (например, из сплава типа TA6V, Ti6242 и тому подобное). Подобным же образом, все используемые металлические нити могут иметь одинаковый диаметр.
Затем волокнистую структуру на фиг.5 помещают внутри оснастки 50, показанной схематически на фиг.6, а затем подвергают воздействию горячего изостатического прессования. В показанном примере волокнистую структуру поддерживают при 940°C в течение 120 минут (мин) под давлением 1000 бар.
По окончании горячего изостатического прессования, получают армирующее ребро 20 на фиг.2, это армирующее ребро 20 схематично показано в поперечном сечении на фиг.7.
Это армирующее ребро 20 представляет собой пример композитной сплошной детали в значении настоящего описания. Оно содержит армирующую структуру 40 из трехмерно сплетенных керамических волокон 32, 39 вместе с матрицей 41 из сплава металлов. Эту матрицу 41 получают из покрытия 34 из титанового сплава на нитях 30, покрытия 37 из титанового сплава на нитях 38 и титанового сплава нитей 36, которые агломерируют под действием компактирования и под действием диффузионной сварки.
Необходимо отметить, что армирующее ребро 20 простирается в первом направлении A (см. фиг.2 и 7), что оно имеет толщину, которая изменяется в плоскости, перпендикулярной этому первому направлению A, и что керамические волокна 32, формирующие основные нити в плетеной армирующей структуре 40, подобным же образом простираются в первом направлении A. В дополнение к этому, в слое армирующего ребра 20, который имеет самую большую толщину, армирующая структура 40 имеет основные нити самого большого диаметра.
Как было показано выше, часть армирующего ребра 20, которая больше всего экспонируется для ударов, представляет собой центральную часть 22, а более точно, зону центральной части 22, которая располагается на наружной стороне армирующего ребра (то есть рядом с наружной лицевой стороной 22E). Эта зона упоминается ниже как "чувствительная зона".
Армирующая структура 40 из керамических волокон 32, 39, сплетенных в трех направлениях, располагается конкретно в указанной чувствительной зоне с тем, чтобы армировать ее. Нужно заметить, что основные нити самого большого диаметра (то есть керамические волокна 32) армирующей структуры 40, то есть нити структуры 40, которые имеют самую большую механическую прочность, подобным же образом располагаются в этой чувствительной зоне с тем, чтобы дополнительно улучшить армирование этой зоны.
Очевидно, что армирующая структура 40 может простираться в другие зоны армирующего ребра 20 или даже по всему нему, во всех направлениях.
Фиг.8 показывает два других примера волокнистых структур, упоминаемых как "субструктуры" 125A и 125B, которые предназначаются для сборки вместе для формирования единой волокнистой структуры, упоминаемой как "конечная" структура 125. Две субструктуры 125A и 125B получают посредством трехмерного плетения металлических нитей, субструктуру 125A получают посредством взаимного переплетения основных нитей 130 и уточных нитей 138A и субструктуру 125B получают посредством взаимного переплетения основных нитей 136 и уточных нитей 138B.
Основные нити 130, 136 и уточные нити 138A, 138B могут быть композитными или не композитными. В показанном примере нити 130 и 138A представляют собой композитные нити, имеющие сердцевину из керамического волокна, изготовленного из карбида кремния, и покрытие, изготовленное из сплава титана (или бора). Нити 136 и 138B представляют собой нити из титанового сплава.
В показанном примере основные нити 130 субструктуры 125A имеют больший диаметр, чем основные нити 136 субструктуры 125B, имея, при этом, преимущество плетения меньшего количества нитей и получения субструктуры 125, которая является более гибкой, поскольку она имеет более низкую плотность плетения.
В показанном примере субструктуры 125A и 125B собирают вместе посредством точечного связывания/сварки, как показано схематически на фиг.9 с помощью точек 135.
Конечная структура 125, которая возникает в результате сборки субструктур 125A и 125B, имеет преимущества, аналогичные преимуществам структуры 25 на фиг.5, а также имеет следующие возможности:
субструктуры могут иметь различные ориентации;
могут иметь место большие различия по форме и толщине между субструктурами, таким образом, создается возможность для того, чтобы конечная структура имела большие различия по форме и толщине, которые трудно получить каким-либо другим способом; и
возможно получение формы, которая является особенно плоской, для одной из сплетенных субструктур.
После этого конечную структуру 125 подвергают воздействию горячего изостатического прессования, как описано выше со ссылками на фиг.6 и 7, с тем, чтобы получить армирующее ребро (не показано), аналогичное армирующему ребру 20.
Фиг.10 показывает две других волокнистых структуры, упоминаемых как субструктуры 225A и 225B, которые предназначены для сборки вместе, вместе с металлической вставкой 260. Эту вставку 260 располагают между двумя волокнистыми структурами 225A и 225B, перед тем как сборку собирают вместе. В показанном примере две волокнистые структуры 225A и 225B вместе со вставкой свободно вставляют в оснастку 51, представленную с помощью прерывистых линий на фиг.11.
Вставку 260 можно также вставить между двумя субструктурами, которые связывают/сваривают вместе, как прикрепленную к субструктурам с помощью одной или нескольких металлических нитей или даже адгезивно связанную или приваренную к одной из субструктур перед вставкой в оснастку.
Вставка 260 может иметь выступы, делающие возможным ее прикрепление, по меньшей мере, к одной из субструктур.
Наличие металлической вставки 260 делает возможным увеличение толщины конечной структуры 225 и, таким образом, делает возможным увеличение толщины армирующего ребра 20 при изготовлении. Это увеличение толщины показано посредством сравнения фиг.9 и 11. В дополнение к этому, металлическая вставка 260 может формироваться с помощью способа типа ковки или механической обработки, ее можно отливать, или она может принадлежать к типу элемента секции. Вставка 260 может, таким образом, иметь (и тем самым придавать конечной структуре 225) форму, которую было бы трудно получить посредством плетения.
Конечная структура 225, которую получают с помощью сборки субструктур 225A и 225B вместе со вставкой 260, также имеет преимущества, аналогичные преимуществам структуры 25 на фиг.5.
Затем конечную структуру 225 подвергают воздействию горячего изостатического прессования, как описано выше со ссылкой на фиг.6 и 7, с получением армирующего ребра (не показано), аналогичного армирующему ребру 20.
Рассматриваемое армирующее ребро содержит армирующую структуру из трехмерно сплетенных керамических волокон вместе с матрицей, изготовленной из сплава металлов. Это матрица является результатом агломерации металлических частей субструктур 225A и 225B и металлической вставки 260, происходящей посредством компактирования и диффузионной сварки.
Claims (5)
1. Композиционная сплошная деталь, выполненная в виде армирующего ребра (20) для лопатки турбомашины и содержащая армирующую структуру (40) из трехмерно сплетенных керамических волокон (32, 39) и матрицу (41) из металла или сплава.
2. Деталь по п.1, отличающаяся тем, что она в поперечном сечении имеет профиль С-образной формы с центральной частью (22) большой толщины между сужающимися ветвями (24), при этом армирующая структура (40) из трехмерно сплетенных керамических волокон расположена по меньшей мере в наружной зоне центральной части (22).
3. Деталь по п. 2, отличающаяся тем, что керамические волокна большего диаметра армирующей структуры (40) расположены по меньшей мере в наружной зоне центральной части (22).
4. Лопатка рабочего колеса турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит деталь по любому из пп. 1-3.
5. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит лопатку рабочего колеса по п. 4.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1057799A FR2965202B1 (fr) | 2010-09-28 | 2010-09-28 | Procede de fabrication d'une piece et piece massive composite obtenue par ce procede |
FR1057799 | 2010-09-28 |
Related Parent Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013119666/02A Division RU2578886C2 (ru) | 2010-09-28 | 2011-09-26 | Способ изготовления детали |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015153536A RU2015153536A (ru) | 2019-01-16 |
RU2015153536A3 RU2015153536A3 (ru) | 2019-07-17 |
RU2708286C2 true RU2708286C2 (ru) | 2019-12-05 |
Family
ID=43500255
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013119666/02A RU2578886C2 (ru) | 2010-09-28 | 2011-09-26 | Способ изготовления детали |
RU2015153536A RU2708286C2 (ru) | 2010-09-28 | 2011-09-26 | Способ изготовления детали и композитная сплошная деталь, получаемая с помощью способа |
Family Applications Before (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013119666/02A RU2578886C2 (ru) | 2010-09-28 | 2011-09-26 | Способ изготовления детали |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9476309B2 (ru) |
EP (1) | EP2621651B1 (ru) |
JP (2) | JP2013544959A (ru) |
CN (1) | CN103124606B (ru) |
BR (1) | BR112013006453B1 (ru) |
CA (1) | CA2811477C (ru) |
FR (1) | FR2965202B1 (ru) |
RU (2) | RU2578886C2 (ru) |
WO (1) | WO2012042160A1 (ru) |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7655581B2 (en) * | 2005-11-17 | 2010-02-02 | Albany Engineered Composites, Inc. | Hybrid three-dimensional woven/laminated struts for composite structural applications |
FR2957545B1 (fr) * | 2010-03-19 | 2012-07-27 | Snecma | Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite |
FR2970715B1 (fr) * | 2011-01-21 | 2014-10-17 | Snecma | Structure fibreuse tissee multicouches ayant une partie tubulaire creuse, procede de fabrication et piece composite la comportant |
JP6174839B2 (ja) * | 2011-10-14 | 2017-08-02 | 株式会社Ihi | セラミックス基複合部材およびその製造方法 |
FR2989607B1 (fr) | 2012-04-19 | 2014-05-09 | Snecma | Procede de realisation d'un renfort metallique avec insert pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite |
FR2989991B1 (fr) * | 2012-04-30 | 2016-01-08 | Snecma | Renfort structurel metallique d'aube de turbomachine |
FR3025248B1 (fr) * | 2014-08-27 | 2019-08-23 | Safran | Aube de redresseur en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et son procede de fabrication |
CN104743099B (zh) * | 2015-03-26 | 2017-09-12 | 北京勤达远致新材料科技股份有限公司 | 一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片及其制备方法 |
CN106523430B (zh) * | 2015-09-11 | 2019-07-09 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 风扇叶片及其制备方法 |
CN105436505B (zh) * | 2015-11-14 | 2017-10-13 | 华中科技大学 | 一种用于提高零件表面质量的热等静压成形方法 |
FR3045710B1 (fr) | 2015-12-21 | 2018-01-26 | Safran Aircraft Engines | Bouclier de bord d'attaque |
EP3495612B1 (en) * | 2017-12-06 | 2021-05-12 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Method for manufacturing composite component |
CN109605777B (zh) * | 2018-12-03 | 2021-01-26 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种实芯复合材料边缘条预制体制造方法 |
FR3100270B1 (fr) * | 2019-08-28 | 2021-07-30 | Safran Aircraft Engines | Hybridation des fibres du renfort fibreux d’une aube de soufflante |
FR3109184B1 (fr) * | 2020-04-14 | 2022-04-01 | Safran | Aube en matériau composite comportant des renforts métalliques, et procédé de fabrication d’une telle aube |
US11421538B2 (en) * | 2020-05-12 | 2022-08-23 | Rolls-Royce Corporation | Composite aerofoils |
US11506083B2 (en) | 2020-06-03 | 2022-11-22 | Rolls-Royce Corporalion | Composite liners for turbofan engines |
FR3112142B1 (fr) * | 2020-07-03 | 2022-09-09 | Safran Ceram | Procédé de fabrication d’une aube de distributeur en matériau composite à matrice céramique |
FR3116311B1 (fr) * | 2020-11-17 | 2023-05-19 | Safran Aircraft Engines | Aube de soufflante comprenant un bouclier à densité variable |
CN112453834A (zh) * | 2020-11-19 | 2021-03-09 | 中国航空制造技术研究院 | 复杂型面钛合金零件结构的制备方法 |
CN114211204B (zh) * | 2021-12-21 | 2023-02-03 | 北京星航机电装备有限公司 | 一种γ形半截面端环及其超塑成形方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1454872A1 (ru) * | 1987-05-25 | 1989-01-30 | Институт проблем сверхпластичности металлов АН СССР | Способ получени полуфабрикатов дл композиционных материалов |
EP1526285A1 (fr) * | 2003-10-20 | 2005-04-27 | Snecma Moteurs | Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procédé de fabrication |
EP1726677A1 (fr) * | 2005-05-27 | 2006-11-29 | Snecma | Procédé de fabrication d'une pièce avec un insert en matériau composite à matrice métallique et fibres céramiques |
RU2008106944A (ru) * | 2007-02-23 | 2009-08-27 | Снекма (Fr) | Способ изготовления корпуса газовой турбины из композиционного материала и корпус, полученный таким способом |
WO2010061139A2 (fr) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Snecma Propulsion Solide | Procede de fabrication de piece de forme complexe en materiau composite |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US826063A (en) | 1905-03-07 | 1906-07-17 | Joseph Reid | Well-drilling cable. |
FR858098A (fr) * | 1938-08-02 | 1940-11-16 | Tube de pitot chauffé électriquement | |
JPS62120445A (ja) | 1985-11-20 | 1987-06-01 | Nippon Carbon Co Ltd | 繊維強化金属複合材料成形品の製造法 |
US4762268A (en) * | 1986-05-02 | 1988-08-09 | Airfoil Textron Inc. | Fabrication method for long-length or large-sized dense filamentary monotapes |
JP2532514B2 (ja) | 1987-10-05 | 1996-09-11 | 株式会社神戸製鋼所 | 磁気異方体の製造方法 |
DE68923268T2 (de) * | 1988-08-12 | 1995-11-16 | Ube Industries | Karbidfasern mit hoher festigkeit und hohem elastizitätsmodulus und polymerzusammensetzung dafür. |
US5115962A (en) | 1988-12-20 | 1992-05-26 | United Technologies Corporation | Method of attaching ceramic fiber arrays to metallic substrates |
US5104726A (en) * | 1989-12-29 | 1992-04-14 | Woven Electronics Corporation | Woven fabric and process for reinforced structural composites |
FR2759096B1 (fr) * | 1997-02-04 | 1999-02-26 | Snecma | Texture multicouche liee pour materiaux composites structuraux |
JP2004084524A (ja) * | 2002-08-26 | 2004-03-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ファンのブレード、ファン及びファンのブレードの補強方法 |
US7575417B2 (en) | 2003-09-05 | 2009-08-18 | General Electric Company | Reinforced fan blade |
FR2884550B1 (fr) * | 2005-04-15 | 2010-09-17 | Snecma Moteurs | Piece pour proteger le bord d'attaque d'une pale |
FR2887601B1 (fr) * | 2005-06-24 | 2007-10-05 | Snecma Moteurs Sa | Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece |
US7413999B2 (en) * | 2005-11-03 | 2008-08-19 | Albany Engineered Composites, Inc. | Corner fitting using fiber transfer |
FR2919284B1 (fr) | 2007-07-26 | 2010-09-24 | Snecma | Piece mecanique comportant un insert en materiau composite. |
US7964520B2 (en) * | 2007-12-21 | 2011-06-21 | Albany Engineered Composites, Inc. | Method for weaving substrates with integral sidewalls |
US8715439B2 (en) | 2008-03-07 | 2014-05-06 | The Boeing Company | Method for making hybrid metal-ceramic matrix composite structures and structures made thereby |
FR2939129B1 (fr) | 2008-11-28 | 2014-08-22 | Snecma Propulsion Solide | Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication. |
US8499450B2 (en) * | 2010-01-26 | 2013-08-06 | United Technologies Corporation | Three-dimensionally woven composite blade with spanwise weft yarns |
EP2593254B1 (fr) * | 2010-07-12 | 2018-10-03 | Safran Aircraft Engines | Procede de realisation d'une piece massive |
-
2010
- 2010-09-28 FR FR1057799A patent/FR2965202B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2011
- 2011-09-26 BR BR112013006453A patent/BR112013006453B1/pt active IP Right Grant
- 2011-09-26 US US13/824,728 patent/US9476309B2/en active Active
- 2011-09-26 RU RU2013119666/02A patent/RU2578886C2/ru active
- 2011-09-26 RU RU2015153536A patent/RU2708286C2/ru active
- 2011-09-26 CA CA2811477A patent/CA2811477C/fr active Active
- 2011-09-26 WO PCT/FR2011/052239 patent/WO2012042160A1/fr active Application Filing
- 2011-09-26 CN CN201180046446.2A patent/CN103124606B/zh active Active
- 2011-09-26 EP EP11773781.7A patent/EP2621651B1/fr active Active
- 2011-09-26 JP JP2013530783A patent/JP2013544959A/ja active Pending
-
2016
- 2016-05-02 JP JP2016092600A patent/JP6130553B2/ja active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1454872A1 (ru) * | 1987-05-25 | 1989-01-30 | Институт проблем сверхпластичности металлов АН СССР | Способ получени полуфабрикатов дл композиционных материалов |
EP1526285A1 (fr) * | 2003-10-20 | 2005-04-27 | Snecma Moteurs | Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procédé de fabrication |
EP1726677A1 (fr) * | 2005-05-27 | 2006-11-29 | Snecma | Procédé de fabrication d'une pièce avec un insert en matériau composite à matrice métallique et fibres céramiques |
RU2008106944A (ru) * | 2007-02-23 | 2009-08-27 | Снекма (Fr) | Способ изготовления корпуса газовой турбины из композиционного материала и корпус, полученный таким способом |
WO2010061139A2 (fr) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Snecma Propulsion Solide | Procede de fabrication de piece de forme complexe en materiau composite |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20130259701A1 (en) | 2013-10-03 |
FR2965202B1 (fr) | 2012-10-12 |
RU2015153536A (ru) | 2019-01-16 |
CA2811477A1 (fr) | 2012-04-05 |
US9476309B2 (en) | 2016-10-25 |
RU2013119666A (ru) | 2014-11-10 |
BR112013006453B1 (pt) | 2018-10-16 |
FR2965202A1 (fr) | 2012-03-30 |
CN103124606A (zh) | 2013-05-29 |
EP2621651A1 (fr) | 2013-08-07 |
JP2016180406A (ja) | 2016-10-13 |
CN103124606B (zh) | 2016-02-10 |
JP2013544959A (ja) | 2013-12-19 |
CA2811477C (fr) | 2018-11-20 |
WO2012042160A1 (fr) | 2012-04-05 |
RU2578886C2 (ru) | 2016-03-27 |
BR112013006453A2 (pt) | 2016-07-26 |
EP2621651B1 (fr) | 2015-01-14 |
BR112013006453A8 (pt) | 2018-03-13 |
JP6130553B2 (ja) | 2017-05-17 |
RU2015153536A3 (ru) | 2019-07-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2708286C2 (ru) | Способ изготовления детали и композитная сплошная деталь, получаемая с помощью способа | |
US8616853B2 (en) | Stator vane for 3D composite blower | |
US20160348518A1 (en) | Fiber preform for a hollow turbine engine vane | |
KR101860488B1 (ko) | 바이어스 섬유들을 갖는 파이 형태 예비성형체 | |
JP6818692B2 (ja) | インサートを含むプラットフォームを備えるブレード | |
US9555592B2 (en) | Method for manufacturing a turbine engine blade root of a composite material and blade root obtained by such a method | |
EP2498978B1 (en) | Reinforced darted preform and method of reinforcing the preforms | |
RU2588842C2 (ru) | Способ изготовления металлической волокнистой конструкции посредством тканья | |
CN102933757A (zh) | 用于涡轮机环转扇形体的纤维预制件及其制造方法 | |
CN107548428A (zh) | 包括带有加固件的平台的叶片 | |
US20220403748A1 (en) | Woven fibrous preform for manufacturing a fan blade made of composite material | |
GB2582398A (en) | Fibrous texture for producing a fan blade made of composite material | |
CN110344887B (zh) | 混合材料风扇叶片及其制备方法 | |
EP2543506B1 (en) | Layered composite component | |
RU82009U1 (ru) | Композитная лопатка вентилятора | |
CN115244272B (zh) | 复合材料涡轮发动机叶片的纤维织构 | |
CN117529597A (zh) | 风扇叶片的纤维增强体的股线的差异化缩短率 | |
RU2384749C1 (ru) | Композитная лопатка вентилятора с многослойным армирующим материалом |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant |