用于气体涡轮发动机的、由复合材料制成的导向叶片及其制造方法与流程

本发明总的涉及用于气体涡轮航空发动机的导向叶片的领域。

本发明的示例应用具体包括用于航空涡轮发动机的出口导向叶片(OGV)、入口导向叶片(IGV)和可变定子叶片(VSV)。

通常，气体涡轮机航空发动机的每个导向叶片具有装配在翼型上的两个平台(内和外)。这种导向叶片形成定子叶片的排，其用于引导通过发动机的气流，使得其采取适当的速度和角度。

导向叶片通常由金属制成，但越来越普遍的做法是用复合材料制成，尤其是为了减轻它们的重量。然而，由金属材料或由复合材料制造导向叶片的方法仍具有某些缺点。

具体地，对于金属导向叶片，用于制造它们的加工是昂贵的并且所需的制造时间较长。尤其是，这种导向叶片通常通过铸造获得，其需要两个不同的模具本体，即耐用的主体是昂贵且制造时间较长并且需要做抗磨损处理，而由具有凝结剂的砂制成的本体则需要非常频繁地重新制造。此外，这种类型的导向叶片需要通过机械加工或通过化学处理的精加工阶段才能完成零件加工。

由复合材料制成的导向叶片通常由多种制造方法制成，例如手动层压/悬垂法，通过注射纤维预成型件的模塑方法(称为树脂传递模塑(RTM))，用液体树脂浸泡的方法，刺绣方法(也称为定制纤维放置)，热压缩方法等。

层压/悬垂方法是昂贵的，此外它们不适于制造小尺寸或具有复杂成形因素的导向叶片。树脂注射方法导致纤维预成型件在其成形时或在其被固结时的错误定位，并且还存在层压件之间的分层风险。此外，那些制造方法中的一些需要单独的平台装配到翼型，导致附加的制造成本。

此外，由复合材料制成的导向叶片需要将金属箔装配到其前缘，以保护它们免受侵蚀、磨损和来自异物的冲击。然而，在翼型的前缘上成形和组装金属箔是耗时且昂贵的附加操作。

发明目的和概述

因此，需要能够提供不存在与上述制造方法相关缺点的导向叶片。

根据本发明，该目的通过用于气体涡轮发动机的导向叶片实现，所述导向叶片包括翼型，其由具有由基质致密化的纤维增强物的复合材料制成，纤维增强物由以垫的形式凝聚的预浸渍长纤维获得，翼型至少在前缘上设置有增强条带；以及至少一个平台，其被定位在翼型的径向端部处，该平台由具有由基质致密化的纤维增强物的复合材料制成，所述纤维增强物由预浸渍的长纤维获得。

本发明的导向叶片的显著之处在于具有混合架构，该混合架构包括由通过使预浸渍的长纤维凝聚而获得的垫制成的翼型，并且具有在其前缘上组装的增强条带。术语“垫”在本文中用来表示一组细丝，不连续纤维或基础纤维，其可有选择地被切割，并且以片、垫或裁片的形式保持在一起。

具体地，由长纤维，例如不连续纤维制成的垫赋予导向叶片总体刚度，并且增强条带局部强化刚度以限制导向叶片的弯曲，并且避免不可接受的振动模式，同时还限制变形。长纤维垫的结构还赋予具有在叶片平面中均匀的机械性质的各同向性结构。

因此，与现有技术已知的架构相比，这种结构具有许多优点，具体是在刚度、成本和制造容易性方面。此外，关于根据机械应力和在发动机内的定位的导向叶片的拓扑结构，所使用的材料和所使用的制造方法的选择使得该架构能够呈现大程度的模块性。

增强条带可被定位在翼型的前缘上，并且可覆盖翼型的侧面之一的至少一部分。

增强条带用于为翼型提供复合材料的前缘，用于保护其免受磨损、腐蚀和来自异物的冲击的问题。在覆盖翼型的侧面之一的至少一部分的该构造中，增强条带还用于进一步增加翼型的刚度，尤其是其厚度方向的刚度。

仍然在该构造中，未被增强条带覆盖的翼型那侧面较佳地通过单向织物的另一个条带部分地覆盖，以在翼型的制造期间限制刚度和收缩不对称。

此外，增强条带可被定位在翼型的前缘处，且也可至少部分地覆盖翼型的两个侧面。因此，在该构造中，增强条带大大地增加翼型的刚度。

因此，对导向叶片采用相同的架构，并且仅仅通过改变增强条带的宽度，就有可能提供不同类别的导向叶片，即纯空气动力学地施加应力的导向叶片，不是结构性的导向叶片，以及半结构性的导向叶片，同时还为其翼型的前缘提供保护。

优选地，增强条带被定位在翼型上，以及翼型与平台之间的至少一个连接过渡部分上。

导向叶片可还包括插置在翼型和增强条带之间，或被定位在增强条带内的粘弹性材料层。这种粘弹性层(或贴片)的存在用于响应导向叶片所经受的振动、声学或阻尼问题。

增强条带由单向织物或纺织品的单个条带制成，或者通过堆叠单向织物或由碳纤维(符合下列各项的类型：M为标准，IM为中间模量，HR为高强度，HM为高模量)或玻璃纤维制成的纺织品的多个预浸渍层制成。具体地，增强条带的宽度和所使用的碳的类型是导向叶片受到的力的函数。因此，预浸渍的织物可与根据翼型所需刚度预先定义的织物和/或层的序列一起使用。具体地，借助纺织品增强物，优选的取向可变化，以促进在翼型整体上增强的实现。关于呈现玻璃纤维的实施例，由玻璃纤维制成的所述织物或纺织品增强物可稍微增加刚度，并且还可提供防止磨损和/或侵蚀的保护，从而保护叶片。

优选地，构成翼型和平台的纤维增强物的垫由碳纤维芯片制成。这些芯片的尺寸(即它们的长度和宽度)和所使用的碳的类型取决于翼型所经受的应力。

本发明还提供了包括至少一个如上所述的导向叶片的一种涡轮发动机。

本发明还提供一种制造如上所述的导向叶片的方法，所述方法依次包括：将增强条带和凝聚成垫的预浸渍长纤维定位在压缩工具的腔体中，以使纤维增强物构成翼型和平台；关闭压缩工具；压缩垫和增强条带，同时调节压缩工具的温度和闭合压力以变换所使用的复合材料；打开压缩工具；以及使所述得到的导向叶片脱模。

在替代形式中，制造如上所述的导向叶片的方法依次包括：将增强条带和凝聚成为垫的预浸渍长纤维定位在压缩工具的腔体中，以使纤维增强物构成翼型；关闭压缩工具；压缩垫和增强条带，同时调节压缩工具的温度和闭合压力以变换所使用的复合材料；打开压缩工具；使得到的翼型脱模；以及通过在压力下注射树脂的方法在翼型上重叠注塑预先制备的平台。

在另一个替代形式中，制造如上所述的导向叶片的方法依次包括：将增强条带和凝聚成为垫的预浸渍长纤维定位在压缩工具的腔体中，以使纤维增强物构成翼型；关闭压缩工具；压缩垫和增强条带，同时调节压缩工具的温度和闭合压力，以变换所使用的复合材料；打开压缩工具；使得到的翼型脱模；以及将预先制备的平台以胶接方式粘结在翼型上。

附图简述

本发明的其它特征和优点从下面参考附图的描述中显现，其示出实施例但并不具有限制性。在附图中：

图1是本发明导向叶片的立体图；

图2A和图2B分别是图1的导向叶片的横截面图和纵截面图；以及

图3至图6是本发明变型实施例中的导向叶片的横截面图。

具体实施方式

本发明用于制造气体涡轮航空发动机的导向叶片，每个叶片具有前缘。

这些导向叶片的非限制性示例具体包括出口导向叶片(OGV)、入口导向叶片(IGV)和可变定子叶片(VSV)等。

图1是示出这种导向叶片2的示例的示意立体图。

如所知的，导向叶片2包括具有压力侧面4a和吸入侧面4b的翼型4，组装在翼型的径向内端上的内平台6，以及组装在翼型的径向外端上的外平台8。

根据本发明，翼型4由具有由基质致密化的纤维增强物的复合材料制成，纤维增强物由预浸渍的长纤维，例如，以垫的形式凝聚的不连续纤维获得。下面描述这种翼型的制造。

以相同的方式，内平台6和外平台8都由复合材料制成，该复合材料具有同样由预浸渍长纤维，例如以垫的形式凝聚的不连续纤维获得的纤维增强物。

此外，仍然根据本发明，并且如图2A和图2B中所示，翼型4的前缘由单向织物(UD)或预浸渍织物制成的增强条带10-1形成，该增强条带在其前缘处被定位在翼型上，以及至少在翼型与内平台6、外平台8之间的连接过渡部分12上。增强条带有选择地可不覆盖连接圆角。

在图2B的左侧部分中，增强条带10-1仅在翼型与内平台6、外平台8之间的连接过渡部分12上延伸。另选地，如图2B的右侧部分中所示，增强条带10-2不仅可在连接过渡部分上延伸，而且还可在平台6和8上延伸。

此外，在图中未示的另一个实施例中，增强条带可直接嵌入平台6和8的厚度中。这种技术用于在对平台的钻孔和旋转期间避免增强条带和构成平台的垫之间的任何分层，为了将它们紧固到壳体上。

此外，如图2A中所示，增强条带10-1可具有称为“简单”的定位，在这种情况下，其仅被定位在翼型4的前缘上。

在图3中所示的变型中，增强条带10-3被不对称地定位，不仅覆盖翼型的前缘，而且覆盖翼型的侧面之一的一部分(具体地，在该示例中为压力侧面4a)。这种构造使得有可能增加翼型的刚度，从而提高其承受应力的能力，并且改善其防侵蚀能力。

在图4中所示的另一个变型中，增强条带10-4被对称地定位，不仅覆盖翼型4的前缘，而且覆盖翼型的两个侧面的部分(即压力侧面4a和吸入侧面4b)。与前面的变型相比，该构造进一步增加翼型的刚度，并且避免制造完成后的变形。

应当观察到，翼型的侧面被条带覆盖的程度越大，赋予翼型的刚度就越大。

还应当观察到，增强条带的形状并不一定是矩形的，例如，可以是波形的以响应于在常见频率下沿着后缘的变形问题。

在图5中所示的另一个变型中，增强条带10-5被不对称地定位，覆盖翼型4的前缘和吸入侧面4b的一部分。此外，未被增强条带覆盖的翼型的侧面(具体是压力侧表面4a)部分地由同样由单向织物或预浸渍纺织品制成的另一个条带14覆盖。

该附加条带14的存在用于限制翼型的制造期间的刚度和/或收缩/变形的不对称性。具体地，条带14的宽度是翼型在制造期间经受的变形量的函数。

在图6中所示的另一个变型中，导向叶片2还具有插置在翼型4和增强条带10-6之间的粘弹性材料层16。在图6所示的示例中，该层(或贴片)16被定位在翼型的压力侧表面4a上，并且被增强条带10-6覆盖，增强条带10-6可被对称地定位，使得其覆盖翼型的压力侧和的吸入侧的部分。

因此，该粘弹性材料层16的存在用于响应于导向叶片遇到的振动、声学或阻尼问题。具体地，该层用于吸收能量和频率，并且用于衰减振动模式，从而限制导向叶片在操作中经受的振动和变形。

粘弹性材料层16可插置在翼型和增强条带之间。另选地，其可被定位在增强条带内，即其可被添加在组成增强条带的两个连续的层之间。

举例来说，所使用的粘弹性材料可以是弹性体，橡胶等类型。

下面描述本发明制造导向叶片的各种方法。

第一制造方法被称为“热压缩”方法。这使得本发明导向叶片能够制成为单件。

这种热压缩制造方法需要由其中形成有用于待制造的导向叶片的凹部(或腔体)的壳体组成的压缩工具，并且可能设置有用于取出所制造的部件的脱模系统。这些凹部都是温度调节的，以使注入树脂达到其熔化温度，并且因此使“变换成”垫。

方法的第一步骤在于制造构成导向叶片的翼型和平台的纤维增强物。为此目的，从通常由碳纤维制成的单向条带或纺织织物上切下预浸渍的“芯片”，其中用于芯片的碳的尺寸(长度和宽度)和类型是导向叶片所需的刚度水平的函数。例如，芯片可具有在4毫米(mm)至15mm的范围内的宽度，以及在4mm至150mm的范围内的宽度，或者实际上2mm的宽度和/或长度。

长纤维在转换之前可以是连续的或不连续的，作为所选择的注射方法的函数。不连续纤维具有基本上在2mm至100mm的范围内的长度，作为构成该树脂的颗粒的尺寸的函数。

纤维通常是不连续的，或者它们可以是连续的，作为部件的拓扑结构，存在于树脂中的纤维体积含量，所使用的方法，转换过程的参数，流变现象，和/或纤维之间的相互作用现象的函数。纤维保持它们的初始长度，或者它们在对应于填充的动态阶段期间被破坏，以具有基本上在0.1mm至100mm范围内的最终纤维长度分布。

然后将这些碳纤维芯片凝聚以形成垫。该解决方案使得能够在将芯片定位在压缩工具中之前容易地操纵芯片。也可能仅仅产生大量的芯片(其然后被定位，“注射”并插入到压缩工具中)。

在垫内的芯片重叠和定位是随机的，但是在可能的情况下具有可为了导向叶片的再现性而重复的图案。优选地，垫具有各向同性的结构，以获得在平面中均匀的机械性质。垫的形状取决于待制造的导向叶片的复杂性(尺寸、厚度、形状变化等)。

应当观察到，用于制造导向叶片的平台的纤维增强物可使用与用于制造翼型相同的垫制成。另选地，平台可由其中纵横比(碳纤维芯片的长度/宽度)小于用于翼型的垫制成。事实上，相比于翼型，平台应力较小。

还应该观察到，垫在被定位在压缩工具的腔体中之前可被预聚合，通常达20％50％，这样的预聚合因此使得有可能保存树脂，以提供芯片和增强条带之间的内聚力。这导致对应于树脂在增强物周围迁移的所谓的“冲洗”效应。举例来说，对于环氧树脂族的树脂，垫可被预聚合至30％。

与产生这种垫的步骤并行地，热压缩制造方法在于产生增强条带。这由通常由碳纤维制成的UD织物或纺织品的单个条带制成，其被切割为例如矩形的形式。另选地，可通过堆叠同样由碳纤维制成的UD织物或纺织品的多个预浸渍层来制造增强条带。

在方法的随后步骤中，用于制造构成翼型的纤维增强物的增强条带和垫，以及以这种方式制备的平台被定位在压缩工具的腔体中。

如果使用两种类型的垫，则用于制造翼型的纤维增强物的垫最初连同增强条带一起被定位在压缩工具的腔体中，然后用于制造平台的垫随后被定位。另选地，它们可同时被定位在相同的压缩工具中。另选地，它们可被同时定位在相同的压缩工具中，以在被定位在最终压缩工具中之前经受预固结。

然后关闭压缩工具。用于预浸渍芯片的树脂可以是属于环氧树脂，双马来酰亚胺，聚酰亚胺，聚酯，乙烯基酯，氰酸酯，酚醛树脂等族的热固性树脂。另选地，树脂可以是下列类型中的一个的热固性树脂：聚苯硫醚(PPS)，聚砜(PS)，聚醚砜(PES)，聚酰胺-酰亚胺(PAI)，聚醚酰亚胺(PEI)，或实际上聚芳醚酮(PAEK)的族：PEK，PEKK，PEEK，PEKKEK等。

关闭压缩工具导致已经放置在工具内的垫和增强条带被压缩，从而使得垫能够呈现压缩工具中的腔体的形状。通过关闭压缩工具或通过移动存在于压缩工具内的可移动芯，可执行该压缩步骤。

与压缩步骤一起，采取措施以调节压缩工具的温度，以变换和聚合树脂(即固化热固性树脂或冷却热塑性树脂)。

更确切地，对于热固性树脂，有利的是借助于特定的第一加热循环，其接近具有用于成形垫的受控的升温斜坡的树脂的熔化温度，随后是第二加热循环，其同样是受控的，为了固化/交联/聚合树脂的目的。这使得垫和增强条带有可能成形，并且确定其内聚/粘合方面。

对于热塑性树脂，该第二循环由冷却循环构成，以达到部件的脱模温度，并且因此确保半晶质的或非晶质的聚合物适当地结晶/聚合，以获得良好的机械性质，并且限制残余应力和后注入变形。

压缩工具的温度可通过任何已知的调节装置进行调节，例如，通过使用加热料筒，通过使用水或油的调节，通过感应加热系统等。

在该步骤结束时，打开压缩工具，并且以这种方式获得的导向叶片(通过使用脱模系统，或手动地或自动地通过夹具)被取出。

制造导向叶片的第二种方法利用上述热压缩方法来获得导向叶片的翼型(没有平台)，接着是通过在压力下注射树脂的方法在翼型上重叠注塑先前制备的平台的步骤。

因此，通过热压缩制造翼型的方法与上述完全相同。

然后，以这种方式制成的复合材料的翼型被放置在注射模具中，以在翼型上执行重叠注塑，以通过使用热塑性或热固性树脂(其可有选择地填充)来制造平台。

可参考2013年7月29日由Safran提交的法国专利申请No.1357485，其描述了通过重叠注塑将金属前缘组装到复合材料叶片上的方法。原则上，该方法可应用于由本发明导向叶片的复合材料制成的翼型上的复合材料制造平台，其同样通过重叠注塑。

简而言之，重叠注塑方法提供了通过在压力下注射树脂来填充注射模具的腔体的动态阶段，随后是切换阶段，然后是静态压紧/保持阶段，以及固结或交联/固化注射树脂的阶段。在树脂已经固结之后，注射模具被打开，并且部件(具有重叠注塑的平台的翼型)被脱模。

制造导向叶片的第三种方法应用上述热压缩方法以获得可能与平台一起的导向叶片的翼型，用于制造平台的已知的注射方法(必要的情况下)，然后通过粘合剂将平台粘结在翼型上的步骤。该粘合剂粘结步骤可通过已知的方法进行，诸如超声波粘结，沉积粘合剂等。