制造用于保护由复合材料制成的前缘并具有嵌件的金属加固件的方法
【专利摘要】一种用于制造用于保护复合材料的压缩机叶片的前缘的金属加固件的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：制造核心（3)，该核心（3)具有所述加固件的内部空腔的形状；制造嵌件（7)，该嵌件（7)由硬度大于所述加固件硬度的合金制成；通过冲压来形成金属片，在所述金属片之间，所述核心的上游，产生空腔（6)，该空腔能够接受所述嵌件；将所述金属片围绕所述核心（3)布置，嵌件⑴放置在所述空腔（6)中，并且与该组件固定在一起；真空制造，并通过焊接封闭所述组件;通过热等静压巩固；切开所述组件以取出所述核心（3)并分离所述加固件；通过最后的机械加工操作来制造所述加固件的外部轮廓，该最后的机械加工操作显露了所述嵌件（7)的材料。
【专利说明】制造用于保护由复合材料制成的前缘并具有嵌件的金属加固件的方法
[0001]本发明的领域是金属部件的制造的领域，并且，更具体地，是涉及在航空工业中用钛制造前缘或后缘的领域，例如，涡轮发动机风扇叶片的前缘，具有较宽的弦，其由复合材料制成。
[0002]由于重量和费用的原因，当今涡轮发动机的风扇叶片主要由复合材料制成。经受高水平机械压力的这些部件，由于它们承受的转速和气动载荷的原因，必须还抵抗来自可能进入气流的粒子或异物的任何影响。由于这个原因，在它们的前缘和/或后缘由金属部件来保护，该金属部件覆盖它们的末端并连接到该轮叶的复合材料。
[0003]当前用于由复合材料制备的风扇叶片的由钛制成前缘的制造数据单实施起来是繁重和复杂的，这导致了巨大的花费。这是因为其主要是基于热成形操作，热成形操作需要经得起所使用的温度的装置。在中间部件阶段和生产的最后阶段，都还需要大量的机械操作。
[0004]而且，有必要解决以这种方法制造的前缘的耐腐蚀性的问题。对于这个问题已经发明了各种解决办法，例如，包括形成连接到另一层金属的两层金属的结构的方法。在这种情况下，第一层由基于钛的合金被制造，该基于钛的合金使得前缘受到冲压式的变形被容纳，并且，第二层由基于镍的合金被制造，以保护前缘不受腐蚀。这种解决方法仅在前缘加固件为简单形状的情况下能够被考虑，例如，对于这些形状，该部件能够仅通过折叠金属薄片来获得。对于具有复杂形状的加固件，由基于镍的合金制成的加固件的制造数据单实施起来将非常复杂，并且该部件生产起来将比较贵。
[0005]最后，对于重量和机械强度的原因，一般由钛制成的这些前缘或后缘相当地薄。考虑到这个薄的特点，自然地已经提出了使用包括经由超塑性成形和扩散压合(SPFDB)方法来装配金属片的制造方法。这样的方法在 申请人:的专利申请EP1574270中被描述。
[0006]然而，仅有的困难是，该方法允许空腔的内部形状被控制，并且，特别地，它约束了在空腔末端金属片的最佳连接的可能性。为了补救于此，该 申请人:已经发明了一种用于使用核心来制造钛前缘或钛后缘的方法，钛薄片在该核心上被焊到另一钛薄片上，并且通过热等静压围绕所述核心来应用。该方法是公布的编号为FR2957545的专利申请的主题。
[0007]虽然该方法极大地促进了前缘的生产，但是为了提高钛部件抵抗在使用时遭遇腐蚀的能力，在其目前的构成中，不考虑上面提及的需求来加固所述前缘。
[0008]本发明的目的是通过提出简单并廉价的方法来克服这些缺陷，该方法用于产生对于涡轮发动机叶片的前缘或后缘来说更加抗腐蚀的钛加固件。
[0009]为了达到这个目的，本发明涉及到一种用于通过冲压金属片并将其扩散焊接至另一金属片，来制造用于保护由复合材料制成的航空发动机叶片的前缘或后缘的金属加固件的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤:
[0010]-制造核心，该核心具有待制备的所述金属加固件的内部空腔的形状，该核心的一个面复制所述加固件的吸力面的内部形状，并且另一个面复制所述加固件的压力面的内部形状；
[0011]-制造嵌件，该嵌件由硬度大于所述加固件硬度的合金制成；
[0012]-为了使所述金属片更接近于所述加固件的所述吸力面和压力面的形状，所述金属片的初始成形通过冲压来完成，该初始成形在所述核心的上游具有能够接收所述嵌件的所述金属片之间的空腔(6)的这种构造。
[0013]-将所述金属片围绕所述核心布置，嵌件放置在所述空腔中，并且组件连接在一起;
[0014]-将所述组件放置于真空下，并通过焊接封闭所述组件；
[0015]-通过热等静压连接该组件；
[0016]-通过最后的机械加工操作来制造所述加固件的外部轮廓，该最后的机械加工操作显露了所述嵌件的材料；
[0017]-切开所述组件以取出所述核心并分离所述加固件。
[0018]这样，获得了具有硬化的尖端的加固件，该加固件能经济地生产，因为比较现有技术中的方法，该增加嵌件的操不需要额外的操作。
[0019]优选地，用于所述嵌件的所述合金的冷加工的弹性限度大于用于所述加固件的所述材料的冷加工的弹性限度。
[0020]在第一实施方式中，所述金属片由钛合金制成，并且所述嵌件由包括--5553、Ti 10-2-3或Til7中选择的钛合金制成。
[0021]在第二实施方式中，所述金属片由钛合金制成，并且其中，所述嵌件由钛金属间化合物合金制成。
[0022]有利地,所述金属间化合物合金是钛铝合金。
[0023]在第三实施方式中，所述金属片由钛合金制成，并且，所述嵌件由斜方晶合金制成。
[0024]有利地，所述斜方晶合金是钛铝铌合金。
[0025]本发明还涉及一种用于保护由复合材料制成的航空发动机叶片的前缘或后缘的金属加固件，在该加固件的上游末端具有嵌件，该嵌件由硬度大于所述加固件硬度的合金制成，并且所述嵌件通过扩散焊接固定到所述加固件。
[0026]有利地，所述加固件的材料是第一钛合金，并且所述嵌件的材料是第二钛合金，所述嵌件的材料的冷加工的硬度和弹性限度大于所述加固件的材料的冷加工的硬度和弹性限度。
[0027]优选地，所述加固件的钛合金是TA6V，并且，所述嵌件的合金选自合金--5553、TilO-2-3、Til7、TiAl 和 Ti2AlNb。
[0028]接下来参考附图通过阅读本发明的实施方式的详细的解释性的描述，本发明将更容易理解，并且本发明其他的目的、细节、特征和优点将变得更加明显，本发明的实施方式作为纯粹示例性的和非限制性的示例给出。
[0029]在附图中:
[0030]图1是通过根据现有技术的方法，在用于前缘的加固件的制造期间使金属片成形的步骤的示意图；
[0031]图2是通过根据现有技术的方法，在用于前缘的加固件的制造期间预装配金属片的步骤的示意图；
[0032]图3是通过根据现有技术的方法，在用于前缘的加固件的制造期间装配金属片的步骤的示意图；
[0033]图4是通过根据本发明的实施方式的方法，预装配金属片的步骤的示意图；
[0034]图5是根据本发明的方法，在HIP冲压步骤之后，用于前缘的加固件的横截面的示意图；以及
[0035]图6是根据本发明的方法，在最后的机械操作之后，用于前缘的加固件的横截面的示意图。
[0036]参考图1，可以看到，在两个步骤中，为了产生钛薄片1，对其进行热成形的操作，在它的一个面上，钛薄片I与耐火的核心的外部形状近似地一致，所述核心具有将赋予前缘的内部空的腔精确的形状。两个金属片连续以这种方式被形成，其中一个金属片将成为前缘的吸力面1E，另一个将成为前缘的压力面II。
[0037]如图1-图3所示，利用这些部件的对称特性，两个前缘加固件的同时生产。
[0038]图2示出由耐火材料制成(或由金属合金，例如1N100制成，该金属合金具有与前缘的钛的膨胀系数迥然不同的膨胀系数)的核心3，就像已经被陈述的一样，为了在其很大部分长度上匹配该核心，将被两个金属片IE和II包围的核心预成型。要注意的是，装配之后，两个金属片不被成形为使它们接触，以使得在前缘的尖端以平角互相面对，但是它们结束于近似平行并沿核心的正中面对齐的部分。
[0039]因此，两个金属片不完全围绕着核心，在该核心上，两个金属片将在前缘的尖端处装配。留下了剩余空间4，它将在接下来的步骤中被吸收。
[0040]在这个配置中，为了将金属片连接到另一金属片，并将它们保存在核心3上适当位置中，金属片通过点焊(图中未示出)和TIG焊接(在惰性气体中，带有不熔化钨电极的电弧焊)来装配。
[0041]图3示出，根据现有技术，通过电子束(EB)焊接，围绕耐火核心装配两个金属片IE和II的步骤的结果。如图3中所示，这个焊接沿着接缝5来制作，接缝5平行于金属片的侧面边缘，并平行于该部分的横向末端(图中未示出)。
[0042]图4示出根据本发明的方法的情况下，装配两个金属片IE和II的步骤。在对金属片成形的期间，每个金属片的变形被预成形，以在预装配的时候在它们之间创造空腔6。在焊缝5和核心3的前方尖端之间，越过剩余空间4，在比核心3更上游的位置中制作该空腔。更上游的位置意味着更加朝着前缘的位置。这个空腔已经在预装配之前由嵌件7填满，该嵌件7由比金属片的金属更耐腐蚀的合金制成。
[0043]下一步，通过热等静压(HIP)过程，金属片的装配与现有技术中使用的装配相似。该HIP过程将金属片IE和II产生形变到金属片完全一致的形状，金属片IE和II平紧贴着核心3并紧贴着嵌件7。
[0044]图5示出这个操作之后，前缘的加固件的状态。剩余空间4已经被消除，并且嵌件7在加固件的前面部分中被包围。虚线表示前缘所需的形状，其在这个装配操作结束时获得的体积内部完全匹配。
[0045]图6示出根据本发明的生产方法的结束时所获得的前缘加固件。通过本领域技术人员熟知的技术，获得的该部分已经沿着前面附图的虚线切下，显露出嵌件7的金属，并且核心3已经被移除。然后，为了赋予所述叶片在使用中长服务寿命的必要的电阻，前缘加固件准备装配到由复合材料制成的叶片上，例如通过粘合。
[0046]现在将描述通过根据本发明的实施方式的方法制造前缘加固件的进展。
[0047]如现有技术中，该方法的原则包括将两个钛薄片扩散焊接，一个是压力面并且另一个是吸力面，以及将它们围绕核心成形。该操作以标准冲压操作开始，该标准冲压操作使金属片的形状接近于前缘加固件所需的形状。为此，具有金属加固件的内部空腔形状的核心已经预先准备好，其一个面复制前缘的吸力面的内部形状，并且另一个面复制前缘的压力面的内部形状。
[0048]根据本发明，首先，嵌件7由抗腐蚀材料生产，并且其轮廓被限定为以便在前缘的末端处超过期望获得的所需体积。这能够通过机械加工来获得，而且更有利地，为了使机械操作最小化，能够通过挤出或锻造来获得。其次，在冲压期间，在每个金属片I中做特殊的变形，以预装配时在两个金属片IE和II之间制造空腔6。为了将抗腐蚀材料放置于这里，这个空腔6的体积对应于嵌件7的体积，并且其位置与前缘尖端处的所需的位置相匹配。
[0049]该方法接下来的部分与现有技术相似，通过沿着金属片的侧面边缘进行点焊和TIG焊接操作，金属片围绕核心3和嵌件7进行预装配。然后组件被放置在真空外壳中，以能够进行电子束焊接。不间断焊接束沿着金属片的侧面边缘及其横向边缘来安排，这使其有可能完全围绕核心3和嵌件7并且可能封闭该组件。因此，在金属片I和核心3之间，并且尤其是在金属片1E、1I之间，核心3的尖端和嵌件7留下的剩余空间4中维持真空。
[0050]然后，在由TA6V钛合金制成的叶片的情况下，由核心3、嵌件7和两个金属片IE和II形成的组件在大约940°c的温度下进行的热等静压操作。在那个温度，金属相对较软，并且能够在施加在它上面的大约1000巴(bar)的压力作用下蠕动。两个金属片变形为使得它们与核心3的形状和嵌件7的形状消除剩余空间4后完全一致。同时，在热和压力的影响下，两个金属片通过扩散焊接相互连接，并且通过扩散焊接到嵌件。
[0051]该方法最后的部分包括通过沿着如图5中虚线所示的线进行切割的操作，沿着前缘加固件的侧面边缘移除剩余金属的步骤，以及赋予前缘所需的外部形状的最后机械操作。该最后的机械操作显露出嵌件7的金属，这样，嵌件7放置于前缘加固件的末端，这里是腐蚀问题最严重的地方。
[0052]本发明的理念是基于用合金来局部地加强由复合材料制成的风扇叶片的前缘的尖端的原则，该合金比用于加固件的钛基合金(通常是TA6V)更耐腐蚀。
[0053]耐腐蚀材料的选择标准必须是在通过热等静压(HIP)成形的步骤期间，这个材料能够被扩散焊接到压力面和吸力面的金属片的材料。因此它必须与压力面和吸力面的金属片的钛合金是化学性兼容的，尤其是，它必须导致两种合金相互污染。为了允许在两种合金之间进行扩散焊接，还必须具有与金属片的钛合金的扩散焊接的温度窗口接近的扩散焊接的温度窗口。优选地，但不唯一的，由于与压力面和吸力面的金属片的合金相兼容的原因，因此嵌件7的合金选择为钛基的。该合金必须以低温下高硬度和高弹性限度为特征，并且由于这个原因，其更适合选自Ti5553、TilO-2-3或Til7的合金。该合金还可以是TiAl金属间化合物合金或Ti2AlNb斜方晶合金。
[0054]本发明已经用风扇叶片及其前缘作为示例来描述。很明显本发明还能够等效地在任何涡轮发动机叶片上使用，不论它是任何压缩机的任意级的叶片还是涡轮机叶片。
【权利要求】
1.一种制造用于保护由复合材料制成的航空发动机叶片的前缘或后缘的金属加固件的方法，该方法通过冲压金属片(I)并通过扩散焊接将所述金属片相互连接，其特征在于，该方法包括以下步骤: -制造核心(3)，该核心(3)具有待制造的所述金属加固件的内部空腔的形状，该核心(3)的一个面复制所述加固件的吸力面的内部形状，并且另一个面复制所述加固件的压力面的内部形状； -制造嵌件(7)，该嵌件(7)由硬度大于所述加固件硬度的合金制成； -为了使所述金属片更接近于所述加固件的所述吸力面(IE)和压力面(II)的形状，所述金属片的初始成形通过冲压来完成，在所述核心的上游在所述金属片之间形成能够接收所述嵌件的空腔(6)。 -将所述金属片围绕所述核心(3)布置，所述嵌件(7)放置在所述空腔￠)中，并且组件被连接在一起； -将所述组件放置于真空下，并通过焊接封闭所述组件； -通过热等静压连接所述组件； -通过最后的机械加工操作来制造所述加固件的外部轮廓，该最后的机械加工操作显露了所述嵌件(7)的材料； -切开所述组件以取出所述核心(3)并分离所述加固件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，用于所述嵌件(7)的所述合金的冷加工的弹性限度大于用于所述加固件⑶的材料的冷加工的弹性限度。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述金属片由钛合金制成，并且其中，所述嵌件(7)由选自Ti5553、Til0-2-3或Til7的钛合金制成。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述金属片由钛合金制成，并且其中，所述嵌件(7)由钛金属间化合物合金制成。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，所述金属间化合物合金是钛铝合金。
6.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述金属片由钛合金制成，并且其中，所述嵌件⑵由斜方晶合金制成。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，所述斜方晶合金是钛铝铌合金。
8.一种用于保护由复合材料制成的航空发动机叶片的前缘或后缘的金属加固件，在该加固件的上游末端具有嵌件(7)，该嵌件(7)由硬度大于所述加固件硬度的合金制成，并且所述嵌件(7)通过扩散焊接固定到所述加固件。
9.根据权利要求8所述的加固件，其中，所述加固件的材料是第一钛合金，并且所述嵌件的材料是第二钛合金，所述嵌件的材料的冷加工的硬度和弹性限度大于所述加固件的材料的冷加工的硬度和弹性限度。
10.根据权利要求9所述的加固件，其中，所述加固件的钛合金是TA6V，并且，所述嵌件(7)的合金选自合金115553、1110-2-3、1117、11六1或112六1恥。
【文档编号】F04D29/32GK104220212SQ201380019674
【公开日】2014年12月17日 申请日期:2013年4月11日 优先权日:2012年4月19日
【发明者】吉恩-米歇尔·弗朗切特, 吉勒斯·克莱恩, 吉尔伯特·勒康特, 多米尼克·麦格纳德克斯 申请人:斯奈克玛