CN111102017B - 航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种固定导向器叶片结构与成型，特别涉及一种航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型，属于航空发动机固定导向器制备技术领域。采用集成装配方式制备涡轮导向器叶片，零件采用铆接方式集成装配，装配结构采用SiC陶瓷基体实现“焊接”，避免常规缝制成型预制体引起的叶根部强度不足的缺陷；本发明采用第一下缘板、第二下缘板上的凸起与叶片直接限位铆接后，再与第三下缘板和第四下缘板通过铆接铆钉铆接，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体，完成集成制备。使得SiC/SiC高压导向叶片具有了很好的工艺性，缘板与叶片的制备更简单，安装更可靠，此结构可以充分应用在小型发动机上，如民用涡轴发动机、涡喷发动机中。

Description

航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型
技术领域
本发明涉及一种固定导向器叶片结构与成型，特别涉及一种航空发动机用陶瓷基复合材料固定导向器叶片装配结构和成型方法，属于航空发动机固定导向器制备技术领域。
背景技术
军民用航空器对高性能航空发动机的需求日益迫切，提高发动机的性能主要有两种途径，其一是提高压气机的增压比，其二是提高涡轮进口燃气温度。随着涡轮进口燃气温度的提高，发动机高温部件需承受更大的热负荷。发达国家现役推重比为10的发动机涡轮前燃气温度达到1850～1950K，可以比上一代航空发动机多产生一倍多推力；未来第五代航空发动机的推重比将高达15～20左右，涡轮前燃气温度将高达2200～2400K，这已经远远超出目前涡轮和涡轮前端构件材料的耐热极限。
陶瓷基复合材料(CMC)相比高温合金，能够承受更高温度，可显著减少冷却气流；而且高温工况下的强度高，模量高，阻尼性能好，抗冲击性能优异，使用寿命长；同时CMC材料的密度为2.0～2.5g/cm3，仅为高温合金的1/4～1/3，又可大大减轻结构质量，简单替换即可提升发动机推重比；因此CMC材料已成为先进发动机热端部件最有潜力的替代与升级材料，在发动机热端静止和转子部件上应用潜力巨大。
航空发动机的涡轮导向器位于涡轮转子前端，温度环境相对更加严酷。文献“Halbig M,Jaskowiak M,Kiser J,et al.Evaluation of ceramic matrix compositetechnology for aircraft turbine engine applications:51st AIAAAerospaceSciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition,2013[C].”对包括高压涡轮叶片在内的复杂部件的可制造性进行了验证，在模拟发动机工作条件下对其性能和耐久性进行了评估。
文献“Takashi A,Takeshi N,Kooun T,et al.Research of CMC Application toTurbine Components[J].IHI Engineering Review,2005,38(2):58-62.”公开报道了日本IHI公司研制的CMC低压涡轮导向器叶片。该叶片预制体是由上缘板预制体、叶身预制体和下缘板预制体3部分缝合组成，缝合纤维集中在上、下缘板与叶身垂直相交形成的叶根位置，服役状态下叶根是工况应力最集中的位置，然而叶身与上、下缘板的夹角约为90°，后续叶片成型过程会把缝合纤维大量切断，破坏纤维连续性，从而削弱导向器叶根部的结构强度，制约CMC固定导向器性能发挥，影响CMC叶片的服役强度和可靠性。
发明内容
为克服现有CMC导向器叶片预制体设计不合理、叶根强度差的结构缺陷，本发明提供一种新型陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型方法。
本发明的技术解决方案是提供一种航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，包括叶身、固定在叶身顶部的上缘板以及固定在叶身底部的下缘板组件，其特殊之处在于：还包括铆接铆钉；
上述叶身包括叶身本体及设置在叶身本体下端面的限位台，上述限位台与叶身本体一体设置；上述叶身本体包括第一曲面叶身、第二曲面叶身与第三曲面叶身，上述第一曲面叶身与第二曲面叶身通过第三曲面叶身过渡连接，且均为一体设置；上述限位台为两个，分别设置在第一曲面叶身与第二曲面叶身的下端面上；沿限位台侧壁开设贯穿限位台的限位孔；
上述下缘板组件包括第一下缘板、第二下缘板、第三下缘板及第四下缘板；上述第一下缘板与第二下缘板上均设有能够***限位孔的凸起；
第一下缘板与第二下缘板上的凸起分别***两个限位孔内，两个限位台穿过第一下缘板与第二下缘板构成的缺口；
上述第三下缘板与第四下缘板分别覆盖在第一下缘板与第二下缘板外表面，并通过铆接铆钉将第三下缘板与第四下缘板分别固定在第一下缘板与第二下缘板外表面上；上述第三下缘板上设有发动机连接孔；
上述叶身、下缘板组件及铆接铆钉的材料均为陶瓷基复合材料；
导向器叶片结构整体沉积SiC陶瓷基体；使得凸起与限位孔的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体；铆接铆钉与第三下缘板及第四下缘板的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体。
进一步地，上述第三下缘板上开设缺口，上述缺口的内缘与两个限位台的外缘接触配合。
进一步地，陶瓷基复合材料由多层平纹布堆叠；上述叶身、下缘板组件及铆接铆钉均沿纤维布堆叠方向切割而成。
本发明还提供一种上述航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型，包括以下步骤：
步骤一、利用陶瓷基复合材料制备叶身、下缘板组件及铆接铆钉；
步骤二、将第一下缘板与第二下缘板上的凸起分别***两个限位孔内，两个限位台穿过第一下缘板与第二下缘板构成的缺口；实现对第一下缘板与第二下缘板的定位；
步骤三、将步骤二定位成型的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体完成凸起的固定；
步骤四、将第三下缘板及第四下缘板分别覆盖在第一下缘板与第二下缘板的表面，并通过铆接铆钉锁定；缺口内缘与两个限位台的外缘接触配合；
步骤五、将步骤四成型的产品置于化学气相沉积炉内，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体。
进一步地，步骤一具体为：
步骤1.1、纤维预制体制备：
采用SiC纤维编织成2D平纹布，根据零件尺寸将平纹布裁剪成合适尺寸，将多层平纹布堆叠，采用SiC纤维在平纹布堆叠方向穿刺，形成纤维预制体，利用模具将纤维预制体固定成型；
步骤1.2、界面层制备：
将步骤1.1固定成型的纤维预制体置于化学气相沉积炉内，进行界面层制备；
步骤1.3、SiC陶瓷基体制备：
将步骤1.2制备完成的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体；
步骤1.4、零件加工：
将步骤1.3制备完成的产品置于加工设备上，沿纤维布堆叠方向切割进行叶身、下缘板组件与铆接铆钉的加工。
进一步地，步骤1.2界面层制备的工艺条件为：
氮化硼BN界面层沉积温度为400～1200℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，60～100L/min的Ar气作为保护气体，界面层前驱体气体流量为10～500L/min，沉积时间为20～50h；
步骤1.3SiC陶瓷基体制备及步骤三中SiC陶瓷基体沉积的工艺条件为：
温度为1200～1500℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，60～100L/min的H2气作为载气，陶瓷基体前驱体气体流量为10～500L/min，单次沉积时间为100～150h，致密化沉积多次循环，直至密度≥2.0g/cm3。
进一步地，步骤1.4中加工设备采用普通多轴数控机床，加工刀具采用立方氮化硼或金刚石。
本发明的有益效果是：
1、本发明采用集成装配方式制备涡轮导向器叶片，零件采用铆接方式集成装配，装配结构采用SiC陶瓷基体实现“焊接”，避免常规缝制成型预制体引起的叶根部强度不足的缺陷；
2、对于小型航空发动机下缘板与机匣之间的可用空间较小，叶片能凸出下缘板的尺寸受限，本发明采用第一下缘板、第二下缘板上的凸起与叶片直接限位铆接后，再与第三下缘板和第四下缘板通过铆接铆钉铆接，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体，完成集成制备。复杂结构的SiC/SiC高压导向叶片的制备是目前世界上的一大难题，本发明通过结构的设计与优化，缘板与叶身的分体化设计、集成化组装及在线的CVI工艺。使得SiC/SiC高压导向叶片具有了很好的工艺性，缘板与叶片的制备更简单，安装更可靠，结构强度更高，最终产品尺寸精度更容易保证。此结构可以充分应用在小型发动机上，如民用涡轴发动机、涡喷发动机中。
3、本发明具有可实现多零件备份、优选装配的特点，可避免单个零件报废引起整个构件报废的风险，降低制备风险，降低成本，提高构件质量。
4、本发明提供的方案工艺适应性强，可批量、工业化制备。
附图说明
图1是本发明叶身结构示意图；
图2是本发明下缘板与叶身相对位置示意图；
图3是本发明下缘板与叶身连接示意图；
图4是本发明下缘板固定及锁定平板示意图；
图5a是本发明锁定平板与下缘板装配结示意图一；
图5b是本发明锁定平板与下缘板装配结示意图二；
图6是本发明下缘板、锁定平板与叶身装配结示意图；
图中，01-叶身，11-第一曲面叶身，12-第二曲面叶身，13-第三曲面叶身，02-下缘板组件，021-第一下缘板，022-第二下缘板，023-第三下缘板，024-第四下缘板，03-发动机连接孔，031-缺口，04-铆接铆钉，05-限位台，06-限位孔，07-凸起。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细说明。本发明具体实施方式是对本发明的思路、解决的技术问题、技术方案的特征及效果做进一步的说明。对于实施方式的说明并不构成对本发明的限定。此外，本发明实施方式涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本发明航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构包括叶身01、上缘板、下缘板组件02及铆接铆钉04。
其中叶身01包括叶身本体及设置在叶身本体下端面的限位台05，限位台05与叶身本体一体设置；沿限位台05侧壁开设贯穿限位台的限位孔06。如图1，本发明叶身本体包括第一曲面叶身11、第二曲面叶身12与第三曲面叶身13，第一曲面叶身11与第二曲面叶身12通过第三曲面叶身13过渡连接，截面形成类V型结构，第一曲面叶身11、第二曲面叶身12与第三曲面叶身13均为一体设置。本发明包括两个限位台05，分别设置在第一曲面叶身11与第二曲面叶身12的下端面上。
如图2至图6，本发明下缘板组件02包括第一下缘板021、第二下缘板022、第三下缘板023与第四下缘板024；第一下缘板021与第二下缘板022上均设有能够***限位孔06的凸起07；第一下缘板021与第二下缘板022上的凸起分别***两个限位孔06内，两个限位台05穿过第一下缘板021与第二下缘板022构成的缺口。第三下缘板023为L型板，其水平面上开设缺口031，竖直面上开设发动机连接口03。
装配时，将第一下缘板021与第二下缘板022上的凸起07分别***相应的两个限位孔06内；限位台05***相应缺口处；限制叶身01和第一下缘板021与第二下缘板022的相对位置。之后执行化学气相沉积工艺(CVI)或采用其它工艺制备SiC陶瓷基体，对凸起07铆接结构“焊接”处理，使得凸起07与限位台05及限位孔06的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体；然后将第三下缘板023与第四下缘板024分别覆盖并通过铆接铆钉04铆接在第一下缘板021与第二下缘板022的表面。之后再采用化学气相渗透工艺(CVI)或采用其它工艺制备SiC陶瓷基体，铆接铆钉04接缝处均沉积SiC陶瓷基体，对铆接铆钉04的铆接结构“焊接”处理；同时消除装配时的装配间隙，对整体构件的再次致密化，完成装配。叶身01、下缘板组件02及铆接铆钉04分步装配后，多时/多次(80小时/次，约6次)进行沉积，中间穿插多次机械打磨多余物。后续产品通过X射线或红外热波成像进行无损探伤检测：夹杂、分层、孔洞、裂纹、密度均匀性等，如有发现，则通过CT进一步检测分析。
实施例一
本实施例CMC固定导向叶片尺寸：长60mm，宽50mm，高120mm。本实施例中陶瓷基复合材料的原材料为SiC纤维，制备工艺中所用的原料为三氯甲基硅烷和H2、Ar气等。
具体步骤如下：
(1)预制体制备：采用SiC纤维编织成2D平纹布，也可以采用2.5D、3D等其他预制体类型。根据零件尺寸将平纹布裁剪成合适尺寸，将多层平纹布堆叠，在平纹布堆叠方向穿刺，穿刺纤维采用同样的SiC纤维，形成SiC纤维预制体。利用模具将SiC纤维预制体固定成型。
(2)界面层制备：将步骤(1)的预制体置于化学气相沉积炉内，进行界面层制备。氮化硼BN界面层沉积温度为400～1200℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，60～100L/min的Ar气作为保护气体，界面层前驱体气体流量为10～500L/min，沉积时间为20～50h。
(3)SiC陶瓷基体制备：将步骤(2)制备的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体；
SiC陶瓷基体沉积温度为1200～1500℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，60～100L/min的H2气作为载气，陶瓷基体前驱体气体流量为10～500L/min，单次沉积时间为100～150h，致密化沉积多次循环，密度≥2.0g/cm3后，执行下一步工序。
(4)零件加工：将步骤(3)获得的产品置于加工设备上，加工设备采用普通多轴数控机床，加工刀具采用立方氮化硼、金刚石等特种刀具。加工叶身01外形轮廓和限位孔06；加工下缘板组件02上的叶身限位孔06和外形轮廓；加工铆接铆钉04等附件。加工时，沿平纹布堆叠方向切割。
(5)加工损伤修复：机械加工后，利用步骤(3)的工艺，将步骤(4)加工完成的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体；加工区域虽然会对产品产生微小的损伤或纤维局部断裂，但加工处同时会使复合材料气孔率增大，在后续的沉积会在加工区域产生高密度区，对整体结构起到修复作用。
(6)下缘板与叶身装配。将凸起07***限位孔06中，将叶身01下端限位台05***第一下缘板021与第二下缘板022之间形成的缺口；将装配完成的产品置于化学气相沉积炉CVI内，利用步骤(3)的工艺，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体，对凸起07的铆接结构“焊接”处理；然后将第三下缘板023与第四下缘板024分别铆接到第一下缘板021与第二下缘板022上，同样利用利用步骤(3)的工艺，对铆接结构“焊接”处理。

Claims (5)

1.一种航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，包括叶身(01)、固定在叶身(01)顶部的上缘板以及固定在叶身(01)底部的下缘板组件(02)，其特征在于：还包括铆接铆钉(04)；
所述叶身(01)包括叶身本体及设置在叶身本体下端面的限位台(05)，所述限位台(05)与叶身本体一体设置；所述叶身本体包括第一曲面叶身(11)、第二曲面叶身(12)与第三曲面叶身(13)，所述第一曲面叶身(11)与第二曲面叶身(12)通过第三曲面叶身(13)过渡连接，且均为一体设置；所述限位台(05)为两个，分别设置在第一曲面叶身(11)与第二曲面叶身(12)的下端面上；沿限位台(05)侧壁开设贯穿限位台的限位孔(06)；
所述下缘板组件(02)包括第一下缘板(021)、第二下缘板(022)、第三下缘板(023)及第四下缘板(024)；所述第一下缘板(021)与第二下缘板(022)上均设有能够***限位孔(06)的凸起(07)；
第一下缘板(021)与第二下缘板(022)上的凸起分别***两个限位孔(06)内，两个限位台(05)穿过第一下缘板(021)与第二下缘板(022)构成的缺口；
所述第三下缘板(023)与第四下缘板(024)分别覆盖在第一下缘板(021)与第二下缘板(022)外表面，并通过铆接铆钉(04)将第三下缘板(023)与第四下缘板(024)分别固定在第一下缘板(021)与第二下缘板(022)外表面上；所述第三下缘板(023)上设有发动机连接孔(03)；
所述叶身(01)、下缘板组件(02)及铆接铆钉(04)的材料均为陶瓷基复合材料；
导向器叶片结构整体沉积SiC陶瓷基体；使得凸起(07)与限位孔(06)的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体；铆接铆钉(04)与第三下缘板(023)及第四下缘板(024)的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体。
2.根据权利要求1所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，其特征在于：所述第三下缘板(023)上开设缺口(031)，所述缺口(031)的内缘与两个限位台(05)的外缘接触配合。
3.根据权利要求1或2所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，其特征在于：陶瓷基复合材料由多层平纹布堆叠；所述叶身(01)、下缘板组件(02)及铆接铆钉(04)均沿纤维布堆叠方向切割而成。
4.一种权利要求1所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、利用陶瓷基复合材料制备叶身(01)、下缘板组件(02)及铆接铆钉(04)；
步骤二、将第一下缘板(021)与第二下缘板(022)上的凸起(07)分别***两个限位孔(06)内，两个限位台(05)穿过第一下缘板(021)与第二下缘板(022)构成的缺口；实现对第一下缘板(021)与第二下缘板(022)的定位；
步骤三、将步骤二定位成型的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体完成凸起(07)的固定；
步骤四、将第三下缘板(023)及第四下缘板(024)分别覆盖在第一下缘板(021)与第二下缘板(022)的表面，并通过铆接铆钉(04)锁定；缺口(031)内缘与两个限位台(05)的外缘接触配合；
步骤五、将步骤四成型的产品置于化学气相沉积炉内，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体；步骤一具体为：
步骤1.1、纤维预制体制备：
采用SiC纤维编织成2D平纹布，根据零件尺寸将平纹布裁剪成合适尺寸，将多层平纹布堆叠，采用SiC纤维在平纹布堆叠方向穿刺，形成纤维预制体，利用模具将纤维预制体固定成型；
步骤1.2、界面层制备：
将步骤1.1固定成型的纤维预制体置于化学气相沉积炉内，进行界面层制备；
步骤1.3、SiC陶瓷基体制备：
将步骤1.2制备完成的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体；
步骤1.4、零件加工：
将步骤1.3制备完成的产品置于加工设备上，沿纤维布堆叠方向切割进行叶身(01)、下缘板组件(02)与铆接铆钉(04)的加工；
步骤1.2界面层制备的工艺条件为：
氮化硼BN界面层沉积温度为400～1200℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，60～100L/min的Ar气作为保护气体，界面层前驱体气体流量为10～500L/min，沉积时间为20～50h；
步骤1.3SiC陶瓷基体制备及步骤三中SiC陶瓷基体沉积的工艺条件为：
温度为1200～1500℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，60～100L/min的H2气作为载气，陶瓷基体前驱体气体流量为10～500L/min，单次沉积时间为100～150h，致密化沉积多次循环，直至密度≥2.0g/cm3。
5.根据权利要求4所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型，其特征在于：步骤1.4中加工设备采用普通多轴数控机床，加工刀具采用立方氮化硼或金刚石。
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