CN106968716B - 陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，所述整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳‑碳化硅(C/C‑SiC)陶瓷基复合材料制成；其中，所述碳纤维增强热解碳‑碳化硅陶瓷基复合材料的基体材料为热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维。本发明提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，显著提高了整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高了其耐高温性和循环寿命，从而使其能够更好的满足发动机尤其是高性能航空发动机的需求。

Description

陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘
技术领域
本发明涉及发动机涡轮叶盘技术领域，具体涉及一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘。
背景技术
航空发动机结构设计领域的“整体叶盘”的结构出现于80年代中期，其将工作叶片和轮盘联成一体，省去了连接用的榫头、榫槽，使叶轮结构大为简化。整体叶盘结构的优点很多，例如：①比现有的焊接结构强度高、可靠性能好；②经过长时间使用不掉叶冠，涡轮效率由50％提高到70％；③使发动机的零件数目大大减少，降低成本；④消除了气流在榫头与榫槽缝隙中逸流所造成的损失，避免由于装配不当后榫头的腐蚀，特别是微动腐蚀、裂纹及锁片损坏等带来的故障。
对于涡轮叶盘，目前国内制备出的多为焊接式的叶盘，如普通发动机的压气机及风扇的转子叶片均用其叶身下的榫头装于涡轮盘轮缘的榫槽中，但该类叶盘焊接口的力学性能差，容易出现断裂。与焊接式的涡轮叶盘相比，整体涡轮盘把叶片和轮盘做成一体，其无需在涡轮盘轮缘加工安装叶片的榫槽，从而可以大大减小轮缘的径向尺寸和减轻转子重量。但现阶段仅存在少数的涡轮整体叶盘,且均采用金属材料制备而成。金属整体涡轮盘存在诸多缺点，例如：目前性能最好的金属涡轮整体叶盘在受绕对称轴旋转的角速度为13200rad/s的旋转载荷下的轮盘和鼓筒连接处的最大应力高达5GPa；此外，金属涡轮整体叶盘的耐高温性和循环寿命等性能均有待提高。基于此，开发一种性能更好的整体涡轮叶盘尤为重要。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明旨在提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，以提高整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高其耐高温性和循环寿命，从而使其更好的满足发动机尤其是高性能航空发动机的需求。
为此，本发明提供如下技术方案：
第一方面，本发明提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成；其中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的基体材料为热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维。具体地，热解碳(PyC)的弹性模量为30Gpa，泊松比为0.12，密度为2.07g/cm3；碳纤维的弹性模量为220GPa，泊松比为0.12，密度为1.75g/cm3；碳化硅(SiC)的弹性模量为350Gpa，泊松比为0.2，密度为3.06g/cm3。涡轮盘作为航空发动机具有关键特性的核心部件，其质量和性能水平对于发动机和飞机的可靠性、安全寿命和性能的提高有着决定性影响。本发明提供的采用碳纤维增强热解碳-碳化硅(C/C-SiC)陶瓷基复合材料制成的整体涡轮叶盘，基于碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料优异的高比强度、高比模量、高热导率、高致密化强度以及低热膨胀系数等特性，将其应用于整体涡轮叶盘的制作中，可以显著提高整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高其耐高温性和循环寿命，从而使本发明提供的整体涡轮叶盘能够更好的满足发动机尤其是高性能航空发动机的需求。
在本发明的进一步实施方式中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料依次由碳纤维层、第一基体层和第二基体层组成；其中，第一基体层由交替沉积的热解碳层和碳化硅层组成，第二基体层为碳化硅层。选用热解碳和碳化硅组成的双元陶瓷基复合材料基体，可以使得到的整体涡轮叶盘的各方面性质更好；具体地，通过交替沉积热解碳(PyC)和碳化硅(SiC)得到第一基体层，第一基体层和第二基体层的碳化硅层得到本发明所需的基体；从而使本发明提供的整体涡轮叶盘具有更优异的力学性能，使其承载能力更强；同时，也提高了整体涡轮叶盘的循环寿命。
在本发明的进一步实施方式中，第一基体层中，交替沉积3次，得到依次由碳纤维层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层和第二基体层碳化硅层组成的碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料；其中，各热解碳层和碳化硅层的厚度均为1μm-2μm。
在本发明的进一步实施方式中，第一基体层与碳纤维层的厚度比为1:2。
在本发明的进一步实施方式中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的碳纤维层中的碳纤维采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式。陶瓷基复合材料的碳纤维层中的碳纤维采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式，可以显著增大陶瓷基复合材料的力学性能，使得最终得到的整体涡轮叶盘在极高的轮盘转速下仍具有比较小的最大应力。应力是物体由于外因，如受力、湿度变化等因素而变形时，在物体内各部分之间产生相互作用的内力，以抵抗这种外因的作用，并力图使物体从变形后的位置回复到变形前的位置；在所考察的截面某一点单位面积上的内力。最大应力越小，则可以在某种程度上说明该物质潜在的承载能力越强。更进一步地，本发明得到的整体涡轮叶盘在轮盘转速高达14460rad/s时，轮盘和鼓筒连接处的最大应力远远小于现有技术中性能最好的金属整体涡轮叶盘在角速度为13200rad/s的旋转载荷下的最大应力。
在本发明的进一步实施方式中，整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式。申请人通过大量实验发现：对于整体涡轮叶盘来说，叶片和盘体连接处承受的最大应力较整体涡轮叶盘其他部位的大，即整体涡轮叶盘的最大应力出现在叶片和盘体的连接处，即此处为整体涡轮叶盘在承重时的危险点，因此，在该连接处采用四方排布的碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料，可以更显著的提高整体涡轮叶盘的承载能力，从而使其性能更好，更能满足高性能航空发动机的需求。
在本发明的进一步实施方式中，整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式；优选采用四方排布的纤维排布方式。当碳纤维采用四方排布的纤维排布方式时，得到的整体涡轮叶盘在设定的旋转载荷下最大应力值最小，从而使得采用该排布方式得到的整体涡轮叶盘的承载能力更强。
在本发明的进一步实施方式中，整体涡轮叶盘的耐热温度大于等于1600℃，循环寿命大于等于15000次。采用本发明提供的陶瓷基复合材料制备得到的整体涡轮叶盘，其长期使用的耐高温范围高达大于等于1600℃，相比传统的合金整体涡轮叶盘，其长期使用的耐高温范围仅为700℃-800℃，由此可见，本发明提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘具有优异的耐高温性能；此外，本发明提供的陶瓷基复合材料制备得到的整体涡轮叶盘，其循环寿命高达大于等于15000次。
第二方面，陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘在发动机尤其是航空发动机中的应用。将本发明提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘应用于发动机尤其是航空发动机中，可以显著提高发动机尤其是航空发动机的承重能力、耐高温性能和循环寿命等。
第三方面，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料在制备整体涡轮叶盘中的应用。
附图说明
图1为本发明实施例中的整体涡轮叶盘的部分循环对称结构模型示意图；
图2为本发明实施例中的整体涡轮叶盘的部分循环对称结构模型划分网格后的示意图；
图3为本发明实施例中的整体涡轮叶盘的部分循环对称结构模型施加旋转载荷并设置边界条件后的示意图；
图4为本发明实施例中的整体涡轮叶盘的部分循环对称结构模型的等效应力分布图；
图5为本发明实施例中的四方排布下的模型示意图；
图6为本发明实施例中的四方排布下的模型划分网格后的示意图；
图7为本发明实施例中的四方排布下的模型施加旋转载荷并设置边界条件后的示意图；
图8为本发明实施例中四方排布下的模型的等效应力分布图；
图9为本发明实施例中的三角四方交替排布下的模型示意图；
图10为本发明实施例中的三角四方交替排布下的模型划分网格后的示意图；
图11为本发明实施例中的三角四方交替排布下的模型施加旋转载荷并设置边界条件后的示意图；
图12为本发明实施例中三角四方交替排布下的模型的等效应力分布图；
图13为本发明实施例中的六方排布下的模型示意图；
图14为本发明实施例中的六方排布下的模型划分网格后的示意图；
图15为本发明实施例中的六方排布下的模型施加旋转载荷并设置边界条件后的示意图；
图16为本发明实施例中六方排布下的模型的等效应力分布图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚的说明本发明的技术方案，因此只作为实例，而不能以此来限制本发明的保护范围。
本发明提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成；其中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的基体材料为热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维。其中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料依次由碳纤维层、第一基体层和第二基体层组成；其中，第一基体层由交替沉积的热解碳层和碳化硅层组成，第二基体层为碳化硅层。碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的碳纤维层中的碳纤维采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式。
涡轮盘作为航空发动机具有关键特性的核心部件，其质量和性能水平对于发动机和飞机的可靠性、安全寿命和性能的提高有着决定性影响。本发明提供的采用碳纤维增强热解碳-碳化硅(C/C-SiC)陶瓷基复合材料制成的整体涡轮叶盘，基于碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料优异的高比强度、高比模量、高热导率、高致密化强度以及低热膨胀系数等特性，将其应用于整体涡轮叶盘的制作中，可以显著提高整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高其耐高温性和循环寿命，从而使本发明提供的整体涡轮叶盘能够更好的满足高性能航空发动机的需求。在制备过程中，基体材料选用热解碳和碳化硅，具体地，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的基体由第一基体层和第二基体层组成；其中，第一基体层由交替沉积的热解碳层和碳化硅层组成，第二基体层为碳化硅层；从而可以使最终得到的涡轮整体叶盘具有更优异的力学性能，使其承载能力更强；同时，也提高了整体涡轮叶盘的循环寿命。此外，陶瓷基复合材料的碳纤维层中的碳纤维采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式，可以显著增大陶瓷基复合材料的力学性能，使得最终得到的整体涡轮叶盘在极高的轮盘转速下仍具有比较小的最大应力。应力是物体由于外因，如受力、湿度变化等因素而变形时，在物体内各部分之间产生相互作用的内力，以抵抗这种外因的作用，并力图使物体从变形后的位置回复到变形前的位置；在所考察的截面某一点单位面积上的内力。最大应力越小，则可以在某种程度上说明该物质潜在的承载能力越强。更进一步地，本发明得到的整体涡轮叶盘在轮盘转速高达14460rad/s时，轮盘和鼓筒连接处的最大应力远远小于现有技术中性能最好的金属整体涡轮叶盘在角速度为13200rad/s的旋转载荷下的最大应力。最终使得本发明的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，显著提高了整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高了其耐高温性和循环寿命，使其能够更好的满足发动机尤其是高性能航空发动机的需求。
下面结合具体实施方式进行说明：
实施例一
本发明提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成；其中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的基体材料为热解碳和碳化硅，纤维材料为碳纤维；碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料依次由碳纤维层、第一基体层和第二基体层组成，第一基体层和第二基体层组成复合材料的基体层；其中，第一基体层由交替沉积3次的热解碳层和碳化硅层组成，第二基体层为碳化硅层；也就是说，本实施例中的陶瓷基复合材料依次包括碳纤维层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层以及第二基体层碳化硅层，各热解碳层和碳化硅层的厚度均为2μm，且第一基体层与碳纤维的厚度比为1:2。
针对该实施例，发明人通过有限元分析软件ANSYS对整体涡轮叶盘进行有限元分析；具体地，整体涡轮叶盘采用C/C-SiC陶瓷基复合材料，设定轮盘转速为14460r/min；取整体涡轮叶盘的1/30作为计算模型，对涡轮叶片施加一定的边界条件，进行有限元分析。建立的1/30涡轮叶盘模型示意图如图1所示；然后输入相关的性能参数：整体叶盘相关性能为密度：2.12g/cm3，弹性模量：101.7GPa；泊松比：0.12。选择单元为Solid brick 8node 45；划分网格，具体划分网格后的示意图如图2所示；然后施加旋转载荷并设置边界条件，具体地，边界条件为将X＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，Y＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，X＝0和Y＝0面的交线约束各向位移为0；施加后的示意图如图3所示；计算结果，得到等效应力分布图，如图4所示。从图4可以看出，最大应力出现在叶片和盘体相连处，即此处为危险点。
另外，对于叶片和盘体相连处的纤维排布方式，也具体存在以下几种实施方式：
实施例二
本发明提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，整体涡轮叶盘叶片和盘体相连处由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成，且整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用四方排布。
针对该实施例，发明人通过有限元分析软件ANSYS模拟了采用四方排布的纤维排布方式下的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘在轮盘转速为14460r/min时的力学性能，具体包括：选择单元为Solid brick 8node 45；设置各个部分的材料性能参数，具体地，对于碳纤维：弹性模量为220GPa，泊松比为0.12，密度为1.75g/cm3；对于热解碳(PyC)：弹性模量为30Gpa，泊松比为0.12，密度为2.07g/cm3；对于碳化硅(SiC)：弹性模量为350Gpa，泊松比为0.2，密度为3.06g/cm3，然后建立模型，具体如图5所示；划分网格后的示意图具体如图6所示；施加旋转载荷和边界条件后的示意图具体如图7所示，具体地，边界条件为将X＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，Y＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，X＝0和Y＝0面的交线约束各向位移为0；计算结果，得到等效应力分布图，如图8所示；且经计算得知：整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处的最大应力为0.28705GPa。
另外，对实施例二得到的整体涡轮材料进行分析，发现整体涡轮叶盘的耐热温度大于等于1600℃，即其长期使用的耐高温范围高达1600℃，远远高于传统合金整体涡轮叶盘700℃-800℃的耐热温度范围；此外，该整体涡轮材料的循环寿命大于等于15000次。
实施例三
本发明提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，整体涡轮叶盘叶片和盘体相连处由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成，且整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用三角四方交替排布。
针对该实施例，发明人通过有限元分析软件ANSYS模拟了采用三角四方交替排布的纤维排布方式下的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘在轮盘转速为14460r/min时的力学性能，具体包括：选择单元为Solid brick 8node 45；设置各个部分的材料性能参数，具体地，对于碳纤维：弹性模量为220GPa，泊松比为0.12，密度为1.75g/cm3；对于热解碳(PyC)：弹性模量为30Gpa，泊松比为0.12，密度为2.07g/cm3；对于碳化硅(SiC)：弹性模量为350Gpa，泊松比为0.2，密度为3.06g/cm3，然后建立模型，具体如图9所示；划分网格后的示意图具体如图10所示；施加旋转载荷和边界条件后的示意图具体如图11所示，具体地，边界条件为将X＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，Y＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，X＝0和Y＝0面的交线约束各向位移为0；计算结果，得到等效应力分布图，如图12所示；且经计算得知：整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处的最大应力为2.1518GPa。
实施例四
本发明提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，整体涡轮叶盘叶片和盘体相连处由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成，且整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用六方排布。
针对该实施例，发明人通过有限元分析软件ANSYS模拟了采用六方排布的纤维排布方式下的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘在轮盘转速为14460r/min时的力学性能，具体包括：选择单元为Solid brick 8node 45；设置各个部分的材料性能参数，具体地，对于碳纤维：弹性模量为220GPa，泊松比为0.12，密度为1.75g/cm3；对于热解碳(PyC)：弹性模量为30Gpa，泊松比为0.12，密度为2.07g/cm3；对于碳化硅(SiC)：弹性模量为350Gpa，泊松比为0.2，密度为3.06g/cm3，然后建立模型，具体如图13所示；划分网格后的示意图具体如图14所示；施加旋转载荷和边界条件后的示意图具体如图15所示，具体地，边界条件为将X＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，Y＝0面内的所有节点的Z向约束位移为0，X＝0和Y＝0面的交线约束各向位移为0；计算结果，得到等效应力分布图，如图16所示；且经计算得知：整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处的最大应力为3.3495GPa。
从实施例二至实施例四可以看出，当纤维排布方式为四方排布时，在旋转载荷下最大应力为：0.28705GPa；当纤维排布方式为三角四方交替排布时，在旋转载荷下最大应力为：2.1518GPa；当纤维排布方式为六方排布时，在旋转载荷下最大应力为：3.3495GPa。
当然，除了实施例二至实施例四列举的情况，采用其他的陶瓷基复合材料制备整体涡轮叶盘或者碳纤维采用其他排布方式时得到的整体涡轮叶盘也是可以的；只是采用实施例二至实施例四的参数设置和纤维排布方式，得到的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘的最大承载能力更强，同时耐高温性和循环寿命性能更好；其中，采用实施例二中的纤维排布方式和参数设置得到的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘的各方面性能更优。此外，本发明提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其密度为2.12g/cm3，仅为传统镍合金整体涡轮盘的1/4。
本发明提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，能够显著提高整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高其耐高温性和循环寿命，从而更好的满足高性能航空发动机的需求。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (7)

1.一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：
所述整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成；
其中，所述碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料中的基体材料选用热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维；
所述碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料依次由碳纤维层、第一基体层和第二基体层组成；其中，所述第一基体层由交替沉积的热解碳层和碳化硅层组成，所述第二基体层为碳化硅层；
且所述第一基体层中，交替沉积3次，得到依次由碳纤维层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层和第二基体层碳化硅层组成的碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料；其中，各所述热解碳层和碳化硅层的厚度均为1μm-2μm。
2.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：
所述第一基体层与碳纤维层的厚度比为1:2。
3.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：
所述碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的碳纤维层中的碳纤维采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式。
4.根据权利要求3所述的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：
所述整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式；优选采用四方排布的纤维排布方式。
5.根据权利要求4所述的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：
所述整体涡轮叶盘的耐热温度大于等于1600℃，循环寿命大于等于15000次。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘在航空发动机中的应用。
7.权利要求1-6中任一项所述的碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料在制备整体涡轮叶盘中的应用。
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