本发明涉及在制造飞行器涡轮发动机叶片中使用的翼梁和制造这种翼梁的方法。
背景技术：
1、现有技术包括文献wo-2010/061139-a2和fr-3.109.115-a1、us-2012/082563-a1、gb-680-014-a、us-4-156-582-a、de-566-638-c。
2、新一代发动机需要具有紧凑根部的叶片，因为它们的叶片被设计成围绕它们的径向轴线枢转，以便使叶片的冲角适应不同的飞行状态。例如，在具有旁通管道的涡轮发动机的情况下，对于位于风扇叶片下游的出口导向叶片或ogv来说就是这种情况。这也是开放式转子类型的无管道涡轮发动机螺旋桨叶片的情况。
3、除了需要将叶片尽可能深地附接到承载叶片的盘或毂部中，即，尽可能靠近盘或毂部的轴线之外，还需要该特征。因此，必须显著减小叶片根部的整体尺寸。
4、然而，运行叶片受到许多约束。特别是由于叶片上的离心力和可能与鸟的撞击，叶片根部主要承受弯曲和拉伸应力。此外，开放式转子涡轮发动机叶片的根部可能受到交变弯曲应力，该交变弯曲应力是通过由于缺少调节气流的短舱而施加在叶片上的强烈弯曲振动引起的，如管道式发动机上通常的情况。为了抵消这些交变弯曲力矩，这些根部被预加载在毂部中，并且因此受到附加的周向机械载荷。
5、在这种类型的应用中使用的叶片通常包括复合材料叶身，以便提高叶片的热机械阻力能力并减小叶片的质量。复合材料可以由通过编织三维(或3d编织)或二维(2d编织)纤维获得的预成型件制成。该编织被构造成形成纤维增强件并且嵌入通过使用rtm(树脂传递模塑)或vartm(真空辅助树脂传递模塑)注射方法来注射树脂而形成的基质中。
6、对于这种类型的应用，三维编织通常是优选的，因为它提供了更大的抗分层性。术语“三维编织”或“3d编织”是指其中经纱线以若干层结合到纬纱线的编织模式。优选地但非限制性地，3d编织具有互锁结构(或框架)。特别是与2d编织相比，互锁编织具有改进的抗冲击性。类似地，预成型件被编织成一个部件。
7、复合材料可以是整体的或包括芯部(例如泡沫)，以便形成复合夹层材料。复合夹层材料为最终部件增添了刚性和轻盈度。实际上，在两个整体纤维增强蒙皮或层(通过树脂致密化或未通过树脂浸渍)之间插入蜂窝芯部(例如蜂窝结构或泡沫)，一方面允许显著增加最终部件的弯曲刚度，另一方面允许同时通过在机械载荷低的中心(用于芯部)处引入低密度材料来控制质量。
8、最后，叶身包括构造成接收金属翼梁的第一部分的槽腔，金属翼梁的第二部分在叶身外部形成叶片的根部。
9、在制造期间，翼梁的第一部分涂有粘合剂，然后插入叶身预成型件中，然后将组件沉积在封闭的两部分模具中。之后将模具加热到允许树脂(通常是有机树脂)很好地扩散到纤维中的注射温度。在vartm方法中，将模具抽真空并注入树脂。随后是固结步骤，在固结步骤期间，模具保持在固化温度，固化温度通常高于注射温度，以确保树脂交联。
10、这种经典设计包括在粘合剂膜中发生蠕变的风险。模具的腔中-1巴(＝-1.105pa)的真空以及在固结之前暴露于预成型件温度升高的粘合剂膜的粘度的伴随下降倾向于导致粘合剂通过毛细作用深深地流入预成型件的纤维股中。粘合剂在预成型件中的这种分散或蠕变减小了粘合剂垫圈的厚度，并损害了翼梁与预成型件的组装。
11、这种类型的分散不应被用于结构胶合。
技术实现思路
1、为了克服这个缺点，提出了在翼梁被放置在模具中之后以及在整个树脂注射过程中冷却翼梁。冷却翼梁的优点在于翼梁可以保持在低于注射温度的温度，这防止粘合剂蠕变以及在预成型件的复合材料中的分散。为了实现这一点，本发明提出了一种可以容易冷却的中空翼梁。
2、为此，本发明提出了一种特别是用于飞行器的涡轮发动机叶片的翼梁，所述翼梁包括主体，所述主体具有沿着主轴线的细长形状，并且所述主体沿着所述主轴线包括第一部分和第二部分，所述第一部分被构造成位于所述叶片的叶身内部，所述第二部分被构造成位于所述叶片的叶身外部并形成叶片的根部，其特征在于，所述主体包括槽腔，所述槽腔通向所述第一部分的外表面，从而形成开口，并且所述翼梁还包括：
3、-插塞，所述插塞附接到主体，所述插塞接合在槽腔中并封闭开口，以及
4、-内部冷却回路，所述内部冷却回路包括至少一个第一管道和至少一个第二管道，所述至少一个第一管道界定在插塞和所述槽腔的壁之间，所述至少一个第二管道与所述至少一个第一管道连通，所述至少一个第二管道至少穿过所述第二部分并且通向第二部分外部。
5、翼梁的其他特征包括：
6、-所述至少一个第二管道被布置成靠近第二部分的中间轴线，
7、-翼梁包括至少两个第二管道，至少两个第二管道中的每一个与所述至少一个第一管道的相对端部连通，
8、-所述至少两个第二管道向外穿过在槽腔的同一内表面中的孔口，
9、-插塞包括封闭槽腔的开口的盖子、从所述盖子延伸到槽腔中的缓冲件、以及从所述缓冲件延伸并在所述孔口之间与槽腔的内表面接触的肋，从而以密封方式界定出槽腔中的两个腔室，
10、-穿过所述缓冲件的至少一个通道使所述腔室流体连通，
11、-内表面与开口相对，
12、-第一部分的外表面在所述主体的与所述主体的第二部分相对的端部处相对于主体的轴线基本上横向布置，
13、-根据本发明的第一实施例，所述缓冲件包括：
14、○两个侧边缘，所述两个侧边缘以密封方式布置成与槽腔的侧表面接触，
15、○连接两个侧边缘的肋，
16、○穿过所述缓冲件并形成通道的狭缝，
17、-缓冲件为板状，
18、-根据本发明的第二实施例和第三实施例，缓冲件在形状上与槽腔互补，并且包括至少一个螺旋槽，该螺旋槽沿着所述缓冲件的整个长度在缓冲件的周缘被挖空，该螺旋槽包括第一端部和第二端部，该第一端部在肋的第一侧上与盖子相对地通入两个腔室中的第一腔室，第二端部被定位成靠近盖子，
19、-通道延伸穿过缓冲件并且包括第一端部和第二端部，通道的第一端部与螺旋槽的第二端部连通，通道的第二端部与两个腔室中的第二腔室连通，
20、-更具体地，在本发明的第二实施例中，通道沿着缓冲件的整个长度穿过缓冲件，并且通道的第二端部在肋的第二侧上与盖子相对地通向两个腔室中的第二腔室，
21、-在本发明的第三实施例中，缓冲件包括两个螺旋槽，这两个螺旋槽在其周缘被挖空，具有相同的螺距并且沿着缓冲件的整个长度以双螺旋布置，并且这两个螺旋槽包括第一端部和第二端部，这两个螺旋槽的第一端部各自在肋的一侧上与盖子相对地分别通入第一腔室和第二腔室中，这两个螺旋槽的第二端部被定位成靠近盖子，
22、-通道横向穿过缓冲件并且在通道的第一端部和第二端部通向槽的第二端部，
23、-盖子形成在覆盖物中，所述覆盖物在封闭开口的第一部分的外表面上延伸，所述覆盖物被胶合到所述外表面上，
24、-第一部分的外表面是平坦的并且经过机加工，
25、-插塞由热塑性材料制成，优选通过注射或增材制造制成，
26、-该插塞通过模制和机加工密度在0.15kg/m3至0.5kg/m3之间的泡沫制成，泡沫特别是聚甲基丙烯酰亚胺，
27、-主体的第一部分和槽腔具有相对于主轴横向伸长的相应横截面，
28、-主体的第一部分的区段和槽腔的区段具有与叶片的叶身的压力侧边缘和吸力侧边缘基本相似的边缘，
29、-在本发明的三个实施例中，优选地，至少一个第一管道仅延伸到第一部分中，至少一个第二管道仅延伸到第二部分中，并且至少一个第一管道和至少一个第二管道在第一部分和第二部分的连接部处连接。
30、本发明还涉及一种用于飞行器涡轮发动机的叶片，该叶片包括叶身和根部，该叶片包括如上所述的翼梁，翼梁的第一部分在叶身内部并且翼梁的第二部分在叶身外部以形成所述根部。
31、本发明还涉及一种用于制造上述类型的涡轮发动机叶片的翼梁的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
32、a)提供插塞，并且提供翼梁坯料，所述翼梁坯料具有主体，所述翼梁坯料的主体沿主轴线呈细长形状并且沿着所述轴线包括第一部分和第二部分，所述翼梁坯料的主体的第一部分被构造成形成翼梁的主体的第一部分，所述翼梁坯料的主体的第二部分被构造成形成翼梁的主体的第二部分，所述第一部分包括槽腔，所述槽腔通向所述第一部分的外表面，从而形成开口，
33、b)机加工所述至少一个第二管道直到第二管道通向所述槽腔，
34、c)将所述插塞插入槽腔中，
35、d)将插塞附接到主体。