用于飞行器发动机的承载结构及其工艺制造技术

由聚合物基质复合(PMC)材料构成的承载结构，以及其生产工艺。结构由至少一个定形面板生产，至少一个定形面板由热塑性树脂基质中的连续纤维增强形成。定形面板已热成形为具有实质恒定的横截面厚度以及位于不同平面中且由一个或多个弯部互连的部分。定形面板加工以改变其形状，且可选为由此生产多个单独的子构件(10、12、14、16)。加工的定形面板可构成整个结构，或结构可通过使加工的定形面板与其它定形面板接合或通过接合两个或更多个子构件来形成。结构可安装在飞行器发动机上来将构件装固到发动机上。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术大体上涉及承载结构，且涉及其生产工艺。更具体而言，本专利技术针对在承载结构的制造中复合材料的使用，举例来说，飞行器发动机中使用的支架。
技术介绍
复合技术的成熟已增加了在多种应用中使用复合材料的机会，包括但不限于飞行器发动机，如，由通用电气(General Electric)公司制造的GE90?和GEnx?商用发动机。历史上，来自复合材料的构件的制造已由减小重量的期望来驱动，但金属成本的增加也已变为一些应用中的驱动因素。复合材料大体上包括嵌入基质材料(如，聚合物或陶瓷材料)中的纤维增强材料。增强材料用作复合材料的承载组分，而基质材料保护增强材料，保持其纤维的定向，且用于将负载消散至增强材料。聚合物基质复合(PMC)材料通常通过以树脂浸渍织物然后固化或凝固树脂来制造。用于PMC的基质材料的树脂可大体上分类为热固性的或热塑性的。热塑性树脂大体上归类为由于物理变化而非化学变化而在加热时可重复地软化和流动且在充分冷却时变硬的聚合物。热塑性树脂的显著的示例性类别包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮(polyaryletherketones)和聚碳酸酯树脂。已经构想为用于航空应用的高性能热塑性树脂的特定示例包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚醚酰亚胺(PEI)和聚苯硫(PPS)。相比之下，一旦完全固化成硬刚性固体，则热固性树脂不会在加热时经历显著的软化，而是改为在充分加热时热分解。热固性树脂的显著的示例包括环氧树脂和聚酯树脂。多种纤维增强材料已经用于PMC，例如，碳(例如，AS4)、玻璃(例如，S2)、聚合物(例如，Kevlar?)、陶瓷(例如，Nextel?)和金属纤维。纤维增强材料可以以相对较短的切短纤维或长连续纤维的形式使用，其中后者通常用于生产\干\织物或垫。PMC材料可通过将短纤维分布在基质材料中来生产，或以基质材料浸渍干织物的一个或多个纤维层(板层)来生产。PMC材料适用于给定应用与否取决于其基质和增强材料、特定应用的要求、以及制造具有所需的几何形状的PMC制品的可行性。由于其较大的重量节省的可能性，故已探索各种应用来用于飞行器燃气涡轮发动机中的PMC。然而，挑战在于识别材料系统，其具有可接受性质，但可由制造方法生产来产生成本效益合算的PMC构件。具体而言，公知的是，飞行器发动机应用具有较高的性能机械要求，例如，强度和疲劳性质(由发动机环境中的振动所需)，以及高温性质、化学/流体阻力等。尽管较大的重量节省可通过由PMC材料制造飞行器发动机支架来实现，但此类支架的性能要求以及尺寸、可变性和复杂性使由这些材料成本效益合算地生产支架的能力复杂化。例如，由于涉及热固性材料的劳动密集的工艺和较长的制造周期时间，以及具有许多不同部分的构造的大量相对较小的支架，故使用传统热固性树脂来生产PMC支架已经大体上认为是成本过高的。另一方面，与热塑性基质材料一起形成的PMC由其在升高温度下软化和损失强度的趋势限制。另一个复杂性在于飞行器发动机应用中的PMC材料所需的增强系统的类型。大体上，为了通过使用热固性或热塑性PMC材料来实现显著水平的重量节省，支架将需要使用连续纤维增强PMC材料来使其横截面能够最小化，而同时实现由飞行器发动机应用规定的高性能机械要求(特别是强度和疲劳性质)。然而，连续纤维增强材料的使用中涉及的手叠合(hand lay-up)工艺还使生产具有复杂形状的多种相对较小的支架的能力复杂化。另一方面，热塑性或热固性树脂基质中的切短纤维增强系统由于其较低的机械性能而不是理想的解决方案。具体而言，由切短纤维增强的PMC构件的更低强度需要制造相对较厚且较重的支架。此外，切短纤维系统通常使用网形状模制方法来处理，这使得能够形成复杂的形状。然而，由于存在大量支架在飞行器发动机上具有不同形状，故各个独特支架所需的独立模具相关的加工成本大体上妨碍了该制造途径。
技术实现思路
本专利技术提供了由PMC材料构成的承载结构，以及其生产工艺。此类结构的显著但非限制性的示例包括可具有相对复杂的形状的在飞行器发动机中使用的各种类型的支架。根据本专利技术的第一方面，一种制造承载结构的工艺，包括生产至少第一定形面板，其具有实质恒定的横截面厚度，且具有至少第一部分和第二部分，至少第一部分和第二部分位于不同平面中，且由至少第一部分和第二部分之间的至少第一弯部互连。第一定形面板通过热成形聚合物基质复合材料来形成，该复合材料包括以连续纤维增强材料增强的热塑性树脂。第一定形面板然后加工以改变其形状。加工步骤可直接地由第一定形面板生产承载支架。作为备选，加工步骤可由第一定形面板生产至少第一子构件，且该工艺还伴有接合操作，其结果在于第一子构件形成承载支架的部分。加工步骤的又一个备选方案为由第一定形面板生产多个单独的子构件，其中至少一些然后经历接合操作来形成承载支架。所得的支架然后可安装在飞行器发动机上，以将构件装固到飞行器发动机上。本专利技术的第二方面为一种工艺，其包括：生产包括由连续纤维增强材料增强的热塑性树脂的聚合物基质复合材料的至少第一平坦面板和第二平坦面板，其中各个平坦面板具有实质恒定的横截面厚度，且为平坦的以便位于单个平面中。平坦面板中的至少一个然后热成形来形成至少第一定形面板，其具有实质恒定的横截面厚度且具有至少第一部分和第二部分，至少第一部分和第二部分位于不同平面中且由至少第一部分和第二部分之间的第一弯部互连。第一定形面板然后加工以改变其形状，以由此生产至少第一子构件。承载支架然后通过将第一子构件接合到通过热成形第二平坦面板来生产的第二平坦面板或第二定形面板限定的第二子构件上来生产，此后，承载支架可安装在飞行器发动机上，以将构件装固到飞行器发动机上。本专利技术的附加方面包括承载支架，其通过上述工艺中的一个的步骤生产。然而，更一般而言，本专利技术较宽地涵盖由聚合物基质复合材料形成的飞行器发动机支架，其包括热塑性树脂基质材料中的连续纤维增强材料。作为更具体的示例，此类飞行器发动机支架包括接合在一起来形成支架的至少第一子构件和第二子构件。各个子构件均由聚合物基质材料形成，其包括热塑性树脂基质材料中的连续纤维增强材料，且各个子构件均具有实质恒定的横截面厚度。子构件中的至少一个由至少一个定形面板加工，该至少一个定形面板热成形为具有至少第一部分和第二部分，至少第一部分和第二部分位于不同平面中且由至少第一部分和第二部分之间的至少第一弯部互连。本专利技术的显著优点在于能够在诸如飞行器发动机的应用中生产和使用承载结构的能力，其极大地受益于重量节省，但同时具有所需的机械和环境条件。本专利技术使得能够以一种方式制造和使用热塑性PMC材料，使得制造和材料成本和/或重量可最小化，而不会有损结构的承载功能性。本专利技术的其它方面和优点从以下详细描述中更好地认识到。附图说明图1包含扫描图像，其示出了三个定形PMC面板，其根据本专利技术的某些实施例由平坦PMC面板热成形。图2包含扫描图像，其示出了由定形面板加工成的两个子构件，其经历类似于图1中所示的定形面板的热成形。图3示意性地呈现了对应于图2中呈现的子构件的子构件类型的透视图，且图4示意性地呈本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种工艺，包括：生产至少第一定形面板，其具有实质恒定的横截面厚度，且具有至少第一部分和第二部分，所述至少第一部分和第二部分位于不同平面中且由所述至少第一部分和第二部分之间的至少第一弯部互连，所述第一定形面板通过热成形聚合物基质复合材料来形成，所述聚合物基质复合材料包括以连续纤维增强材料增强的热塑性树脂；加工所述第一定形面板以改变其形状，其中所述加工步骤直接地由所述第一定形面板生产承载支架，或所述加工步骤由所述第一定形面板生产至少第一子构件，且然后所述第一子构件经历接合操作，以形成承载支架，或所述加工步骤由所述第一定形面板生产多个单独的子构件，且然后所述多个单独的子构件中的至少一些经历接合操作来形成承载结构；以及将所述承载结构安装在飞行器发动机上。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2011.11.10 US 13/2936771. 一种工艺，包括：
生产至少第一定形面板，其具有实质恒定的横截面厚度，且具有至少第一部分和第二部分，所述至少第一部分和第二部分位于不同平面中且由所述至少第一部分和第二部分之间的至少第一弯部互连，所述第一定形面板通过热成形聚合物基质复合材料来形成，所述聚合物基质复合材料包括以连续纤维增强材料增强的热塑性树脂；
加工所述第一定形面板以改变其形状，其中所述加工步骤直接地由所述第一定形面板生产承载支架，或所述加工步骤由所述第一定形面板生产至少第一子构件，且然后所述第一子构件经历接合操作，以形成承载支架，或所述加工步骤由所述第一定形面板生产多个单独的子构件，且然后所述多个单独的子构件中的至少一些经历接合操作来形成承载结构；以及
将所述承载结构安装在飞行器发动机上。
2. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述热塑性树脂选自包括以下的集合：聚醚醚酮、聚醚酮酮、聚醚酰亚胺和聚苯硫，并且所述连续纤维增强材料选自包括以下的集合：碳、玻璃、聚合物、陶瓷和金属纤维。
3. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述加工步骤直接地由所述第一定形面板生产所述承载结构。
4. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述加工步骤由所述第一定形面板生产至少所述第一子构件，所述第一子构件经历与第二子构件的接合操作来形成所述承载结构，且所述第二子构件具有实质恒定的横截面厚度，且由包括以连续纤维增强材料增强的热塑性树脂的聚合物基质复合材料形成。
5. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述加工步骤由所述第一定形面板生产所述多个单独的子构件，且然后所述多个单独子构件中的至少两个经历所述接合操作来将所述多个单独子构件中的至少两个装固在一起来形成所述承载结构。
6. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述工艺包括所述接合操作来形成所述承载结构，并且所述接合操作包括热塑性焊接工艺和/或使用一个或多个机械紧固件来将所述承载结构装固在一起。
7. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述第一定形面板具有选自包括C形、U形、L形和V形横截面的集合的横截面形状。
8. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述第一定形面板还包括至少第三部分，其位于与所述第一定形面板的所述第一部分和所述第二部分不同的平面中，且通过至少第二弯部而互连到所述第一部分和所述第二部分中的至少一者上。
9. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述生产步骤包括：
由所述聚合物基质复合材料的多个板层生产第一平坦面板，以具有实质恒定的横截面厚度，且位于单个平面中；且然后
热成形所述第一平坦面板来生产所述定形面板。
10. 根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述生产步骤包括同时地合并且热成形所述聚合物基质复合材料的多个板层来生产所述定形面板。
11. 一种通过权利要求1所述的工艺生产的承载结构。
12. 一种工艺，包括：
生产包括以连续纤维增强材料增强的热塑性树脂的聚合物基质复合材料的至少第一平坦面板和第二平坦面板，所述第一平坦面板和所述第二平坦面板中的各个均具有实质恒定的横截面厚度且为平坦的，以便位于单个平面中；
热成形所述第一平坦面板和所述第二平坦面板中的至少一者以形成至少第一定形面板，其具有实质恒定的横截面厚度，且具有至少第一部分和第二部分，所述至少第一部分和第二部分位于不同平面中且由所述至少第一部分和第二部分之间的至少第一弯部互连；
加工所述第一定形面板以改变其形状且由此生产至少第一子构件；
将所述第一子构件接合到由所述第二平坦面板限定或通过热成形所述第二平坦面板而形成的至少第二子构件上，所述接合步骤生产承载支架；且然后
将所述承载支架安装在飞行器发动机上以便将构件装固到所述飞行器发动机上。
13. 根据权利要求12所述的工艺，其特征在于，所述热塑性树脂选自包括以下的集合：聚醚醚酮、聚醚酮酮、聚醚酰亚胺和聚苯硫，并且所述连续纤维增强材料选自包括以下的集合：碳、玻璃、聚合物、陶瓷和金属纤维。
14. 根据权利要求12所述的工艺，其特征在于，所述接合步骤包括热塑性焊接工艺和/或使用至少一个机械紧固件来将所述第一子构件和所述第二子构件装固在一起。
15. 根据权...

【专利技术属性】
技术研发人员：JM沃尔费，JM科斯特卡，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US