Estructuras de material compuesto superpuesto, con un coeficiente de expansión térmica gradual para aplicaciones en entornos extremos.

Un procedimiento de fabricación de una interfaz de fijación de material compuesto integrado en el interior de un conjunto aeroespacial,

la interfaz dispuesta para fijar componentes del conjunto aeroespacial que comprenden un primer componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un primer coeficiente de expansión térmica CTE y un segundo componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un segundo CTE, teniendo la interfaz un CTE gradual y comprendiendo el procedimiento las etapas de:

seleccionar una serie de capas de CTE gradual;

superponer las capas para formar un material compuesto integrado con CTE gradual; y,

procesar el material compuesto integrado para producir una primera superficie de fijación dispuesta para su fijación al primer componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un primer CTE, y para producir una segunda superficie de fijación dispuesta para su fijación al segundo componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un segundo CTE;

en el que la etapa de superponer las capas utiliza un proceso de pulvimetalurgia.

Estructuras de material compuesto superpuesto, con un coeficiente de expansión térmica gradual para aplicaciones en entornos extremos ANTECEDENTES

Campo técnico Las realizaciones de la invención se refieren, en general, al sector de las estructuras para la fijación mutua de materiales y componentes con coeficientes de expansión térmica (CTE, coefficients of thermal expansion) significativamente diferentes, y más particularmente a una estructura de material compuesto con componentes que tienen un CTE graduado para la conexión de dos estructuras con CTE muy diferentes y a un procedimiento para la creación de estructuras de material compuesto con CTE gradual.

Descripción de la técnica relacionada La necesidad de estructuras para entornos extremos de mayor capacidad, peso optimizado y larga duración ha requerido la utilización de materiales de entornos extremos, avanzados, de mayor capacidad (por ejemplo, sin limitación, materiales compuestos de matriz cerámica, materiales compuestos carbono-carbono, metales/aleaciones/intermetálicos refractarios, cermets y compuestos intermetálicos) . Dichos materiales avanzados poseen CTE muy diferentes en comparación con las aleaciones estructurales comunes. Adicionalmente, pueden ser menos dúctiles. La incorporación de dichos materiales avanzados en el diseño de una estructura para entornos extremos puede requerir inevitablemente que estos se fijen, en algún punto, a aleaciones estructurales comunes con CTE y ductilidad mucho mayores. Cuando se exponen a los entornos extremos previstos, se pueden desarrollar deformaciones y tensiones térmicas elevadas, que pueden conducir a resultados no deseables. Ésta ha sido una cuestión crítica, que ha limitado completamente la utilización de estos materiales estructurales avanzados o bien ha tenido como resultado costes astronómicos, ya sea por recargos debidos al peso o por un aumento en la complejidad de los diseños para permitir la fijación a las aleaciones estructurales disponibles. Fijar elementos con CTE drásticamente diferentes para su utilización en aplicaciones de altas y bajas temperaturas es una tarea extremadamente difícil. Las soluciones existentes (que normalmente no son viables si los elementos tienen CTE drásticamente diferentes) involucran principalmente complicados dispositivos de sujeción mecánica, que pueden involucrar mecanismos complejos y/o diseños complejos para permitir el movimiento relativo entre elementos con CTE diferentes cuando el conjunto se calienta o se enfría. Las soluciones existentes tienden a no ser rígidas debido al hecho de que pueden ser inherentemente flexibles para permitir el desplazamiento relativo y pueden tener características que no son favorables para su utilización en las habituales aplicaciones de altas temperaturas, tales como motores, turbinas y bordes de ataque en vehículos.

Por lo tanto, es deseable dar a conocer una estructura que pueda ser utilizada para fijar elementos con CTE muy diferentes a efectos de producir un conjunto que se pueda calentar o enfriar sin introducir deformaciones o tensiones térmicas significativas.

Es deseable además dar a conocer un sistema que no dependa de mecanismos complicados y diseños complejos para permitir una deformación relativa durante el calentamiento o enfriamiento, permitiendo una solución sustancialmente rígida adaptada para aceptar intrínsecamente la amplia divergencia de CTE que se encuentra en aplicaciones para entornos extremos tales como motores, turbinas y subsistemas de borde de ataque para vehículos.

La memoria EP0459865 da a conocer un procedimiento de protección de superficies cerámicas. Una capa metálica dúctil resistente a la oxidación se une a una superficie cerámica para mejorar la resistencia de la cerámica a los daños superficiales por medios térmicos, mecánicos o químicos.

La memoria EP1842937 da a conocer composiciones de recubrimiento de unión y barrera térmica, procesos para la aplicación de ambos, y sus artículos recubiertos. Se dispone una capa de recubrimiento de unión sobre una superficie. Una capa de material gradual funcionalmente se aplica sobre la capa de recubrimiento de unión. Se aplica a continuación una capa de recubrimiento de barrera térmica sobre la capa de material gradual funcionalmente.

COMPENDIO De acuerdo con un aspecto de la invención, se da a conocer un procedimiento de fabricación de una interfaz de fijación de material compuesto integrado en el interior de un conjunto aeroespacial, tal como se define en la reivindicación 1.

Se dispone una interfaz con coeficiente de expansión térmica (CTE) gradual, mediante una estructura de material compuesto que tiene un primer extremo para su fijación a un componente estructural con un primer CTE y un segundo extremo para su fijación a un segundo componente estructural con un segundo CTE. Se seleccionan múltiples capas con CTE gradual y se utilizan procesos de fabricación por superposición para crear un taco o una forma casi final de material compuesto en capas con un CTE gradual. El taco o la forma casi final de material

compuesto en capas con CTE gradual se proporciona en un ejemplo mediante técnicas habituales de deposición metálica y, en una realización, mediante técnicas habituales de pulvimetalurgia. El taco o la forma casi final de material compuesto se procesa a continuación para producir una primera superficie para la fijación de un primer elemento estructural que tiene un primer CTE, y para producir una segunda superficie para la fijación de un segundo elemento estructural que tiene un segundo CTE. El conjunto resultante proporciona la capacidad de fijar elementos estructurales con CTE muy diferentes a efectos de producir un conjunto que se pueda calentar o enfriar sin introducir deformaciones o tensiones térmicas significativas. Adicionalmente, el conjunto no depende de mecanismos complicados y diseños complejos para permitir un desplazamiento relativo durante el calentamiento o enfriamiento, permitiendo una solución sustancialmente rígida adaptada para aceptar intrínsecamente la amplia divergencia de CTE.

La fabricación de una interfaz de material compuesto integrado con un coeficiente de expansión térmica (CTE) gradual se efectúa en un primer ejemplo de procedimiento utilizando técnicas habituales de pulvimetalurgia para crear un taco o forma casi final de material compuesto en capas con CTE gradual, que a continuación se consolida si es necesario y se somete a posprocesamiento (se trata con calor, se moldea y/o se mecaniza) para proporcionar una primera superficie para la fijación de un primer elemento estructural que tiene un primer CTE y una segunda superficie para la fijación de un segundo elemento estructural que tiene un segundo CTE. La interfaz de material compuesto en capas con CTE gradual se fabrica en un segundo ejemplo de procedimiento utilizando técnicas habituales de pulvimetalurgia para producir una preforma de forma casi final con CTE gradual, que a continuación se consolida si es necesario y se somete a posprocesamiento (se trata con calor, se moldea y/o se mecaniza) para proporcionar una primera superficie para la fijación de un primer elemento estructural que tiene un primer CTE y una segunda superficie para la fijación de un segundo elemento estructural que tiene un segundo CTE.

En un ejemplo, se da a conocer un procedimiento para fabricar una interfaz de material compuesto integrado, con un coeficiente de expansión térmica (CTE) gradual, que comprende las etapas de:

utilizar pulvimetalurgia para producir una preforma con CTE gradual; consolidar la preforma; tratar con calor la preforma consolidada para creer un taco de material compuesto integrado con CTE gradual; y conformar el taco para proporcionar una primera superficie para la fijación de un primer elemento estructural que tiene un primer CTE y una segunda superficie para la fijación de un segundo elemento estructural que tiene un segundo CTE.

Opcionalmente, la etapa de consolidación comprende prensado isostático en caliente.

En otro ejemplo, se da a conocer un procedimiento para fabricar una interfaz de material compuesto integrado con un coeficiente de expansión térmica (CTE) gradual, que comprende las etapas de:

utilizar pulvimetalurgia para producir una preforma con CTE gradual en la forma casi final; consolidar la preforma; tratar con calor la preforma consolidada para crear un componente de forma casi final con CTE gradual; y, conformar el componente para proporcionar una primera superficie para la fijación de un primer elemento estructural que tiene un primer CTE y una segunda superficie para la fijación de un segundo elemento estructural que tiene un segundo CTE.

Opcionalmente, la etapa de consolidación comprende prensado isostático... [Seguir leyendo]

1. Un procedimiento de fabricación de una interfaz de fijación de material compuesto integrado en el interior de un conjunto aeroespacial, la interfaz dispuesta para fijar componentes del conjunto aeroespacial que comprenden un primer componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un primer coeficiente de expansión térmica CTE y un segundo componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un segundo CTE, teniendo la interfaz un CTE gradual y comprendiendo el procedimiento las etapas de:

seleccionar una serie de capas de CTE gradual;

superponer las capas para formar un material compuesto integrado con CTE gradual; y, procesar el material compuesto integrado para producir una primera superficie de fijación dispuesta para su fijación al primer componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un primer CTE, y para producir una segunda superficie de fijación dispuesta para su fijación al segundo componente estructural del conjunto aeroespacial que tiene un segundo CTE;

en el que la etapa de superponer las capas utiliza un proceso de pulvimetalurgia.

2. El procedimiento según la reivindicación 1, en el que la etapa de seleccionar una serie de capas comprende seleccionar capas del grupo de Kovar, aleación 42, aleación 48, 15-5PH e Inconel 718. 20

3. El procedimiento según la reivindicación 1, en el que la etapa de superponer capas proporciona un taco con CTE gradual y la etapa de procesamiento adicional comprende la etapa de mecanizar el taco para proporcionar una banda con interfaces ortogonales entre capas.

4. El procedimiento según la reivindicación 1, en el que la etapa de superponer capas proporciona un taco con CTE gradual y la etapa de procesamiento adicional comprende la etapa de mecanizar el taco para proporcionar una banda con interfaces inclinadas entre capas.

5. El procedimiento según la reivindicación 1, en el que la etapa de superponer capas proporciona un taco con CTE 30 gradual y la etapa de procesamiento adicional comprende las etapas de:

mecanizar el taco para producir una forma preliminar, expandir la forma preliminar, y laminar la forma expandida para conformar un anillo de fijación de forma casi final.