CN110966049A - 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

本发明属于航空发动机固定导向器制备技术领域，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。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，采用集成装配方式制备涡轮导向器叶片包括多级导向叶片，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”；且充分利用上缘板与外机匣之间的有效空间，通过限位铆钉及限位台对叶身与上缘板进行安装定位，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体，完成集成制备。此结构让复杂的SiC/SiC多联高压导向叶片有了很好的工艺性，缘板与叶片的制备更简单，安装更可靠，最终产品尺寸精度更容易保证。此结构可以充分应用在中大型发动机及五代机上。

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 AIAA AerospaceSciences 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n块叶身、固定在n块叶身顶部的上缘板组件以及固定在n块叶身底部的下缘板，其特殊之处在于：还包括限位铆钉、铆接铆钉及限位台；其中n为大于等于1的正整数；
上述叶身包括叶身本体及设置在叶身本体上端面的限位板，上述限位板与叶身本体一体设置；沿限位板侧壁开设贯穿限位板的限位孔；
上述上缘板组件包括上缘板主体与安装板；
上述上缘板主体上开有n个限位缺口；上述限位缺口的形状与限位板上端面形状匹配；
各个限位板穿过相应的限位缺口；上述限位台置于上缘板主体上并紧贴限位板；上述限位铆钉穿过限位孔，插入限位台内；
上述安装板覆盖在上缘板主体的上表面，并通过铆接铆钉将安装板固定在上缘板主体上表面上；上述安装板用于与外机匣的安装及定位；
上述叶身、上缘板主体、安装板、限位铆钉、铆接铆钉及限位台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；使得限位铆钉与限位板及限位台的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体；铆接铆钉与安装板的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体。
进一步地，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；
上述限位板为两个，分别设置在第一曲面叶身与第二曲面叶身的上端面上，且分别与第一曲面叶身及第二曲面叶身共面；
两块限位板穿过相应的限位缺口，与上缘板上表面构成限位台的容纳空间；上述限位台的形状与容纳空间形状匹配，限位台紧贴两块限位板及上缘板上表面置于上述容纳空间内。
进一步地，上述n等于3，即叶片为三联导向叶片；
上缘板上还开设三个叶身缺口，三联导向叶片的部分凸起穿过相应的叶身缺口。
进一步地，每个限位板上开设两个限位孔。
进一步地，上述安装板上开有多处镂空部位，且在每个叶身对应位置处开设孔，用于与外机匣的安装定位；开设镂空部位首先可以减重；其次便于叶身与上缘板的安装；最后使得上缘板高温处气模冷却更佳。
进一步地，陶瓷基复合材料由多层平纹布堆叠；上述叶身、上缘板主体、限位铆钉、安装板、铆接铆钉及限位台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、上缘板主体、限位铆钉、安装板、铆接铆钉及限位台；
步骤二、将叶身上的限位板插入上缘板主体上的限位缺口，然后将限位铆钉穿过限位孔插入限位台内，实现对上缘板主体的定位；
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陶瓷基体完成限位铆钉及限位台的固定；
步骤四、将安装板覆盖在上缘板主体的上表面，并通过铆接铆钉锁定；
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、上缘板主体、限位铆钉、安装板、铆接铆钉及限位台的加工。
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包括多级导向叶片，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、本发明充分利用上缘板与外机匣之间的有效空间，通过限位铆钉及限位台对叶身与上缘板进行安装定位，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体，完成集成制备。此结构让复杂的SiC/SiC多联高压导向叶片有了很好的工艺性，缘板与叶片的制备更简单，安装更可靠，最终产品尺寸精度更容易保证。此结构可以充分应用在中大型发动机及五代机上，如民用航空发动机、涡扇发动机或后续的五代发动机中。
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是本发明实施例叶身结构示意图；
图2是本发明实施例上缘板与叶身相对位置示意图；
图3是本发明实施例上缘板与叶身连接示意图；
图4是本发明实施例上缘板铆接及锁定平板示意图；
图5是本发明实施例上缘板与叶身装配结示意图；
图中，1-叶身，11-第一曲面叶身，12-第二曲面叶身，13-第三曲面叶身，2-上缘板组件，21-限位缺口，22-叶身缺口，3-上缘板主体，4-限位铆钉，5-铆接铆钉，6-限位台，7-限位板，8-限位孔，9-安装板，91-孔；
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作详细说明。本发明具体实施例是对本发明的思路、解决的技术问题、技术方案的特征及效果做进一步的说明。对于实施例的说明并不构成对本发明的限定。此外，本发明实施例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。
本实施例航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构主要针对三联导向叶片，包括叶身1、上缘板组件2、限位铆钉4、铆接铆钉5及限位台6。
其中叶身1包括叶身本体及设置在叶身本体上端面的限位板7，限位板7与叶身本体一体且共面设置；沿限位板7侧壁开设贯穿限位板的限位孔8。如图1，本实施例包括3块叶身，每块叶身的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，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板7，分别设置在第一曲面叶身11与第二曲面叶身12的上端面上。
如图2至图5，本发明上缘板组件2包括叠层设置的上缘板主体3及安装板9；上缘板主体3的中部设置限位缺口21，限位缺口21形状与限位板7上端的截面相同；限位台6的形状与两块限位板7及上缘板构成的空间形状匹配；安装板9上开设多处镂空部位并在各个叶身对应部位开设孔91。装配时将限位板7插入相应限位缺口21处，将限位台6置于两块限位板7与上缘板组件2构成的空间内，限位铆钉4穿过限位孔8插入限位台6内，限制叶身1和上缘板组件2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，对限位销钉4铆接结构“焊接”处理，使得限位铆钉4与限位板7及限位台6的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体；然后将安装板9覆盖并通过铆接铆钉5铆接在上缘板主体3上表面。如图4，本实施例采用两块安装板9，两块安装板9叠放在上缘板主体3上表面上。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5接缝处均沉积SiC陶瓷基体，对铆接铆钉5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1、上缘板组件2、安装板9、限位铆钉4、铆接铆钉5及限位台6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。
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1外形轮廓和限位孔8；加工上缘板主体3上的限位缺口21和外形轮廓；加工限位铆钉4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)上缘板与叶身装配。将叶身1上端限位板7插入上缘板组件2的限位缺口21，将限位台6置于两块限位板7与上缘板组件2构成的空间内，将限位销钉4穿过限位孔8插入限位台6内；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，对限位销钉4铆接结构“焊接”处理；然后将安装板9铆接到上缘板主体3，同样利用利用步骤(3)的工艺，对铆接结构“焊接”处理。

Claims (10)

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n块叶身(1)、固定在n块叶身(1)顶部的上缘板组件(2)以及固定在n块叶身(1)底部的下缘板，其特征在于：还包括限位铆钉(4)、铆接铆钉(5)及限位台(6)；其中n为大于等于1的正整数；
所述叶身(1)包括叶身本体及设置在叶身本体上端面的限位板(7)，所述限位板(7)与叶身本体一体设置；沿限位板(7)侧壁开设贯穿限位板(7)的限位孔(8)；
所述上缘板组件(2)包括上缘板主体(3)与安装板(9)；
所述上缘板主体(3)上开有n个限位缺口(21)；所述限位缺口(21)的形状与限位板(7)上端面形状匹配；
各个限位板(7)穿过相应的限位缺口(21)；所述限位台(6)置于上缘板主体(3)上并紧贴限位板(7)；所述限位铆钉(4)穿过限位孔(8)，插入限位台(6)内；
所述安装板(9)覆盖在上缘板主体(3)的上表面，并通过铆接铆钉(5)将安装板(9)固定在上缘板主体(3)上表面上；所述安装板(9)用于与外机匣的安装及定位；
所述叶身(1)、上缘板主体(3)、安装板(9)、限位铆钉(4)、铆接铆钉(5)及限位台(6)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；使得限位铆钉(4)与限位板(7)及限位台(6)的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体；铆接铆钉(5)与安装板(9)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；
所述限位板(7)为两个，分别设置在第一曲面叶身(11)与第二曲面叶身(12)的上端面上，且分别与第一曲面叶身(11)及第二曲面叶身(12)共面；
两块限位板(7)穿过相应的限位缺口(21)，与上缘板上表面构成限位台(6)的容纳空间；所述限位台(6)的形状与容纳空间形状匹配，限位台(6)紧贴两块限位板(7)及上缘板上表面置于所述容纳空间内。
3.根据权利要求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：所述n等于3，即叶片为三联导向叶片；
上缘板上还开设三个叶身缺口(22)，三联导向叶片的部分凸起穿过相应的叶身缺口(22)。
4.根据权利要求3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：每个限位板(7)上开设两个限位孔(8)。
5.根据权利要求3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：所述安装板(9)上开有多处镂空部位，且在每个叶身对应位置处开设孔(91)，用于与外机匣的安装定位。
6.根据权利要求1-5任一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(1)、上缘板主体(3)、限位铆钉(4)、安装板(9)、铆接铆钉(5)及限位台(6)均沿纤维布堆叠方向切割而成。
7.一种权利要求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(1)、上缘板主体(3)、限位铆钉(4)、安装板(9)、铆接铆钉(5)及限位台(6)；
步骤二、将叶身(1)上的限位板(7)插入上缘板主体(3)上的限位缺口(21)，然后将限位铆钉(4)穿过限位孔(8)插入限位台(6)内，实现对上缘板主体(3)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陶瓷基体完成限位铆钉(4)及限位台(6)的固定；
步骤四、将安装板(9)覆盖在上缘板主体(3)的上表面，并通过铆接铆钉(5)锁定；
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。
8.根据权利要求7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(1)、上缘板主体(3)、限位铆钉(4)、安装板(9)、铆接铆钉(5)及限位台(6)的加工。
9.根据权利要求8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1.2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。
10.根据权利要求9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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