用于预制金属部件的高温锻造的方法以及适用于锻造的成形设备与流程

本发明的领域在于涡轮发动机的领域，并且具体地在于涡轮发动机风扇叶轮的领域，该涡轮发动机风扇叶片由具有前缘的复合材料制成，这些前缘包括由金属制成的结构增强件，并且本发明更具体地涉及高温锻造金属部件、例如用于复合涡轮发动机叶片的前缘的金属结构增强件的方法。

然而，本发明还可应用于制造复杂几何形状的任何部件以及应用于制造用于增强任何类型涡轮发动机(不管是陆地还是航空用途)中、且具体地是在直升飞机涡轮轴发动机或飞机涡轮喷气机中的叶片的前缘或尾缘的金属增强件。

背景技术：

例如在以本申请人名义提交的文献ep1908919中所提及地，已知使得由复合材料制成的涡轮发动机风扇叶片装配有金属结构增强件，该金属结构增强件在叶片的整个高度之上延伸并且延伸超出叶片的前缘。此类增强件可在风扇接收来自诸如小鸟、冰雹或实际上是砂砾之类异物撞击的事件中保护复合叶片。

具体地说，金属结构增强件通过避免脱层、纤维破裂或实际上由于纤维和基体之间内聚力损失而损坏的风险来保护复合叶片的前缘。以已知的方式，该金属结构增强件可完全地通过铣削钛块来制成或者由预制件制成，铣削钛块需要涉及大量制造成本的各种精加工操作和复杂模具，而预制件由简单的金属条和一系列锻造步骤获得，这具体地在以本申请人名义提交的法国申请fr2961866中进行了描述。

然而，这样的锻造步骤由于所需变形的三维特性而是尤其复杂的。这是申请人已在其专利申请fr2965496中开发了称为“多功能”模具的用于热成形模具的原因，因为能够借助便宜的单动式压力机(即，仅仅具有一个工作轴线)并且在高温状况、即高于850℃的温度(针对制造钛增强件是约940℃)下以三维方式(即，同时沿不同的方向)执行变形。

虽然这种方法通常在其快速性及其简单性方面令人满意，但该方法由于角向扭转底切部而在操作结束时具有某些缺点，这些角向扭转底切部始终存在于所要制造的部件并且需要沿若干方向执行移出运动，而这会是部件中产生缺陷的根源。

技术实现要素：

因此，本发明的主要目的是通过提出一种锻造预制金属部件的方法来解决此种缺点，该预制金属部件在其最终形状中具有角向扭转底切部，且该方法包括以下步骤：

-将所述预制金属部件布置在所述模具的可动中心插入件上，该插入件包括至少两个切除区域以消除所述角向扭转底切部；

-将所述预制金属部件阻挡在所述模具中；

-通过致使第一冲模和所述可动中心插入件沿着共同方向朝向第二冲模执行相对运动，使得所述预制金属部件的所述翼部成形为该翼部的最终形状；以及

-沿单个提取方向移出处于其最终形状中的所述预制金属部件。

因此，在仅仅沿单个方向执行此种移出的情形下，避免例如在现有技术模具中观察到的部件发生变形的任何风险。

较佳地是，所述金属部件在其两个端部的每个处包括螺柱，并且通过嵌入所述两个螺柱中的一个并且通过枢转所述两个螺柱中的另一个将所述金属部件阻挡在所述模具中。

有利地是，所述可动中心插入件的运动由所述第一冲模的运动引导，并且所述单个提取方向垂直于所述共同运动方向。

较佳地是，所述至少两个切除区域包括至少两个截断部分，该至少两个截断部分制成在所述可动中心插入件的两个端部处。

有利地是，所述第一冲模是静止底部冲模，而所述第二冲模是可动顶部冲模。

本发明还提供一种成形模具，该成形模具适合于高温锻造通过上述锻造方法获得的预制金属部件。

附图说明

参照附图给出的以下描述，本发明的其它特征和优点会显而易见，这些附图示出不具有限制特征的实施例，并且附图中：

-图1是复合材料风扇叶片的前缘的剖视图，以示出该复合材料风扇的金属结构增强件；

-图2是用于在执行本发明的锻造方法之前制造图1所示金属结构增强件所使用的预制金属部件的立体图；

-图3a至3f示出成形模具的用于执行本发明锻造方法的对应位置；

-图4示出预制金属部件在其截断插入件上就位并且该预制金属部件如何在成形模具中保持就位；以及

-图5a和5b是在切断截断插入件的端部部分之前和之后的部分立体图。

具体实施方式

图1是复合叶片的部分剖视图，该复合叶片的前缘包括借助本发明的锻造方法获得的金属结构增强件。

借助示例，所示出的叶片10是涡轮发动机(未示出)的移动风扇叶片，该移动风扇叶片在前缘和尾缘之间从叶片根部延伸至叶片的末端，并且通常通过覆盖(填充粘合剂粘结)编织复合材料而获得。借助示例，所使用的复合材料可由编织碳纤维和树脂基体的组件制成，该组件通过借助树脂传递模塑(rtm)类型的传统真空树脂注塑方法由模制形成。

压力侧表面12和抽吸侧表面14形成叶片10的侧表面，这些侧表面将叶片10的前缘16和尾缘(未示出)连接在一起。以已知的方式，叶片10具有结构增强件18，该结构增强件由较佳地基于钛的金属制成(因为该结构增强件具有吸收由于撞击产生能量的较大能力)，该结构增强件粘合地粘结在该叶片的前缘16上，且增强件与该前缘的形状相匹配并且延展该前缘以形成称为增强件前缘的前缘20。该金属结构增强件借助本领域技术人员已知的粘合剂、例如氰基丙烯酸粘合剂或实际上是环氧粘合剂而粘结在叶片10上。

以传统的方式，金属结构增强件18是单件式部件，该单件式部件具有基本上v形的截面并且具有幅部22，该幅部形成前缘20并且由两个凸缘24和26延伸，这两个凸缘分别紧密地装配于叶片10的压力侧12和抽吸侧14。凸缘24、26具有朝向叶片的尾缘渐缩或削薄的轮廓。幅部22具有内部轮廓28，该内部轮廓导圆并且适合于紧密地装配于叶片10的前缘16的导圆形状。

从例如图2中的立体图所示的预制金属部件30开始，本发明的锻造方法能够最终制造图1中示出的金属结构增强件(该增强件如图所示以其最终状态安装在涡轮发动机风扇叶片10上)。

如从上述申请fr2961866的方法的第一步骤中已知的是，预制金属部件30从圆形截面的金属条中获得并且具有与期望叶片成函数的直径和长度。该金属条首先借助处于700℃至940℃范围内(针对由钛制成的金属条)的温度下的等温压力沿两个方向变形以获得双拱形。之后，以此方式扭转的金属条在借助冲头(或者具体地说取决于所要挤压的材料的量是多个冲头)间接挤压成形之前、借助液压或螺旋压力机在约940℃的温度下经受模压，冲模具有与金属增强件18的幅部22的内部轮廓28的内部最终形状相对应的v形，导圆形状与叶片10的前缘16的形状互补。

在本发明的锻造方法之前的这些步骤结束时，预制金属部件30是基本上v形(或更精确地是y形)的制造中间件，该制造中间件具有两个侧翼部32、34，这两个侧翼部在它们之间形成60°至90°范围内的角度并且从实心鼻部36延伸，该实心鼻部基本上对应于金属结构增强件18的幅部22的最终形状。侧翼部的厚度具有这样的轮廓，该轮廓远离鼻部渐缩，以便与叶片的压力侧和抽吸侧表面匹配。

在部件30的两个端部处，来自初始金属条的导管38a和38b用于便于部件的操控。

图3a至3f示出通过使用适合于部件的高温锻造的成形模具、锻造由上述步骤获得的预制金属部件30来制造金属结构增强件18的各个步骤。模具的用途是使得侧向翼部32和34朝向彼此运动，以减小这些侧向翼部之间的角度，从而获得期望的最终形状。在处于750℃至850℃范围内的温度下的闭合封壳40(参见图4)中，模具利用第一冲模42、可动中心插入件44以及第二冲模46。第一冲模有利地是静止底部冲模，而第二冲模有利地是可动顶部冲模，但不局限于此种构造，重要地是获得第一和第二冲模之间绕中心插入件的相对接近运动。

如图3a中所示，在本发明方法的第一步骤中，可动中心插入件44位于“高”的第一位置中，预制金属部件30一开始在插入件上放置就位以与鼻部36的内部部分相接触，并且然后例如借助首先包括第一螺柱的连接件、其次通过第二螺柱的枢转阻挡在端部处，以确保这些螺柱是同轴的，同时使得能够静态地确定该定位，该第一螺柱例如是位于叶片的底部处并且嵌入在成形模具(封壳40)的结构中的螺柱38a，而第二螺柱即是位于叶片的顶部处的螺柱38b。

图3b示出该方法的以下步骤：其中，可动中心插入件44和可动顶部冲模46可选地同时地朝向静止底部冲模42沿行进方向48a(在附图中是垂直的)运动，以执行第一侧翼部32的成形，从而通过使得插入件朝向底部冲模接近而逐渐地合上该第一侧翼部的打开角度。当该运动同时进行时，插入件的运动有利地由可动顶部冲模的运动来引导。

在图3c的后续步骤中，可动中心插入件44的运动在“中间”位置停止，以使得接合在该插入件和静止底部基体42之间的第一侧翼部32能部分地成形。同时，可动顶部冲模46的运动取决于该运动已开始还是未开始而继续或开始，以通过逐渐地合上第二侧翼部的v形角来使得第二侧翼部34开始成形，此时通过使得顶部冲模朝向插入件运动来进行。部分成形的用途是避免模具的残余变形和破坏，并且所选择的关闭程度取决于各种参数，这些参数包括成形温度以及形成模具和部件的材料的特性。

在图3d的后续步骤中，可动中心插入件44的运动沿方向48a朝向“低”的最终位置重新开始，以使得当伴随着可动顶部冲模46沿同一方向的连续运动时，第一和第二侧翼部32和34同时地(不再部分地而是完全地)成形，从而精确地匹配于成形模具的内部轮廓。为此，可动中心插入件44a和底部冲模42a的面向表面自然地成形，以在这些面向表面之间仅仅留下用于在预制金属部件的最终形状中接收该预制金属部件的第一侧翼部32所需的空间，该第一侧翼部即与鼻部36对准。类似地，可动中心插入件的顶壁44b和可动顶部冲模的底壁46a具有面向表面，这些面向表面成形为以在它们之间仅仅留下用于在预制金属部件的最终形状中形成该预制金属部件的第二侧翼部34所需的空间。在此种总体成形位置中，应观察到的是，模具保持闭合抵靠于部件几分钟，以避免部件发生弹性地回复的任何风险。

在这些锻造步骤结束时，预制金属部件30具有最终呈y形的金属结构增强件18，该金属结构增强件的两个凸缘24、26从该金属结构增强件的幅部22延伸并且在这两个凸缘之间具有技术规范所需的最终角度。所有然后仍需完成的是，依次地使得可动顶部冲模46(图3e)且依次是可动中心插入件44(图3f)沿着共同行进方向48a(沿与该可动顶部冲模和可动中心插入件的先前运动相反的方向)，以使得金属结构增强件能提取出(较佳地在热的同时)，且此种提取沿垂直于该共同运动方向的方向发生。

然而，假定存在可能导致侧翼部存在不期望变形的角向扭转底切部(例如参照图4中的附图标记49)，有利地通过截断一个或多个特定部件中的插入件来便于此种提取，从而消除始终存在于该部件中的这些角向扭转底切部。在撞击平面中，各个切割区域可能是较佳的。因此，如图4中所示，覆盖有部件30的中心插入件44在该中心插入件的两个端部处具有至少两个切除区域50和52。用于避免底切部49的截断部分50能在图5a中更清楚地观察到，而图5b示出在该部分缺失的情形下处于其最终形状中的中心插入件。

采用此种截断插入件构造，很大程度上便于在热的同时从中心插入件中移除部件，因为不再需要执行少量移出运动以通过尝试遵循该部件的三维轮廓来提取该部件，且仅仅通过沿单个提取方向运动而简单地发生移出。

最终，为了获得准备使用的金属结构增强件，所有仍需完成的是，从部件的两个端部中切断螺柱38a和38b，并且在必要时执行一定量的精加工。类似地，并且取决于其利用，氮化硼保护层可预先沉积在可动中心插入件上，以获得更佳的滑动，并且一旦提取出，金属结构增强件就可经抛光以获得更佳的渲染。

应观察到的是，虽然主要针对基于钛的金属结构增强件描述了本发明的方法，但在适合于镍或实际上钢的合金的温度下，该方法当然能等同地适用于基于镍或实际上基于钢的材料。

还应观察到的是，虽然本发明更具体地参照用于复合涡轮发动机叶片的锻造金属增强件进行了描述，但清楚地是，本发明还可适用于金属涡轮发动机叶片所用的金属增强件。类似地，虽然本发明更具体地参照用于涡轮发动机叶片的前缘的金属增强件进行了描述，但本发明还可适用于制造用于涡轮发动机叶片的尾缘的金属增强件。