[发明专利]涡轮喷气发动机舱部件的制造方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机舱的进气口唇缘结构。

背景技术

如其本身已知的，飞行器推进组件通常包括容纳在发动机舱中的涡轮喷气发动机。

发动机舱通常具有环状结构，该环状结构包括：位于涡轮喷气发动机上游的进气口、用于围绕涡轮喷气发动机风扇和其壳体的中间段、以及用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室并容纳推力反向装置（适用的话）的下游段。此环状结构可终止于喷射喷嘴，该喷射喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

该进气口结构用于优化供应给涡轮喷气发动机的风扇所必需的空气的捕获，并朝所述风扇引导所述空气。

进气口结构特别地包括通常被称为进气口“唇缘”的上游前缘结构。

进气口唇缘确保空气的捕获，并且被附接至进气口结构的其余部分，这确保了将捕获到的空气朝向涡轮喷气发动机引导。

为此，进气口结构的其余部分具有基本环状的结构，包括确保机舱的外部气动连续性的外表面和确保机舱的内部气动连续性的内表面。该进气口唇缘确保这两个表面之间的上游连接。

进气口结构的组件在上游连接至机舱的中间段和风扇壳体。

进气口唇缘结构可包括多个组件。传统上，它特别包括加强分隔件、由多个互相夹持的扇形制成的气动表层，以及一个或多个用于分隔件或附接至进气口结构的其余部分的连接轮廓。

当前，这些元件可由多相材料制成，并且特别地由不同的金属合金制成，特别是具有铝基和/或钛基的金属合金。某些元件还可由复合材料制成。

而今，这些元件必须通过紧固来组装。这导致了大量的组装时间以及与这些紧固件和组装件相关的气动性能的损失。此外，紧固点在该结构中形成了脆弱区域。

发明内容

本发明旨在消除这些缺陷，并且为此包括用于制造包括多个组成元件的机舱部件的方法，其特征在于，该方法包含以下步骤：

在模具内，将至少两个组成元件安置在一组纤维层中，所述纤维层包围所有或者部分所述组成元件，并且因此形成预制件，

对获得的预制件执行浸渍，以对部件进行模塑。

特别地，可以使用LCM（液体复合材料模塑成型）。

因此，通过将进气口唇缘结构表层、任何内部加强结构以及内表面上的凸缘或者突出部（用于与附近的发动机舱和/或发动机的其他组件进行连接和整合）整合成单一的模塑操作，可以获得自加强的单个部件，将所有组成元件彼此连接，而无需使用额外的紧固装置、夹子或其他工具。

该部件的重量因此不受附加紧固件的影响。装配时间也大大减少。此外，与外壁模塑的内结构使得能够将该结构的其余部分装配到唇缘的后部，而不会改变气动表面。

根据第一替代实施例，树脂的添加是使用树脂注入类型的方法完成的。

根据第二替代实施例，树脂的添加是使用树脂注射方法、特别是树脂传递模塑（RTM）方法完成的。

优选地，部分覆盖层被设计成形成该部件的外表层和/或内表层。

有利地，所述层完全覆盖该组件。

有利地，这些层是由织物或者编织织物的形式制成的，从而能够适于期望的几何形状。

有利地，这些层可通过缝制或者通过添加使层互相连接的线的其他技术来使这些层彼此连接，从而加强结构。

根据另一实施例，至少一个元件是内部加强件，特别地是径向内部加强件。该加强元件例如可以是由堆叠的纤维层制成的金属。

有利地，该加强元件由织物层或者编织织物层构成，并具有面对该部件的外壁或内壁向下折叠的部分。

有利地，与壁连接的加强件的部分通过缝制或通过添加使层彼此连接的线的任何其他技术来加强，从而加强该连接或者协助用于模塑的装配操作。

根据又一实施例，该部件包括至少一个设计成允许与机舱的另一部分连接的接口连接装置。有利地，该接口连接装置由气动壁的内表面制成，该气动壁的内表面是能够胶合的。在一个可替代实施例中，这种连接通过与外壁分离的表面来完成，如前所述的内结构，与该内结构的连接可以使用紧固件来完成。

在又一实施例中，内部结构是由周边的径向分隔件构成的，将唇缘的内表面的后部区域与唇缘的外表面的后部区域连接，从而赋予该组件大的硬度。

在一个替代实施例中，该分隔件是具有开口或者舱口的透孔织物，所述开口或舱口允许进入前部区域。

根据一个优选的实施例，至少一个元件是具有多孔结构的芯体，并且该多孔芯体由至少一个密封膜覆盖，所述元件能够被插入构成至少一个表面或者分隔件的层之间。

根据另一优选实施例，至少一个元件是由泡沫或者闭孔芯体类型的轻填充材料制成的芯体。