CN113751976B - 航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法 - Google Patents

航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法 Download PDF

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Abstract

一种航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，通过热蠕变成形与切削的方式得到钛合金加强边的上、下薄壁预制件，通过切削的方式得到钛合金加强边的中间层块体预制件，然后通过接触面延伸出的耳片控制预制件之间的相对位置，通过芯模避免预制件在扩散连接过程发生变形，控制加强边的内腔成形精度，最后对装配后的三层预制件进行扩散连接得到钛合金加强边。本发明采用切削、热蠕变成形和扩散连接的复合方法加工薄壁深腔结构，能大幅提高材料利用率，显著缩短加工周期，保证前缘钛合金加强边的成形精度和质量。

Description

航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法
技术领域
本发明涉及的是一种航空发动机领域的技术，具体是一种航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法。
背景技术
碳纤维复合材料风扇叶片因其具有比强度高、比模量大、抗疲劳性能好、损伤容限能力优异等优良性能，逐渐代替传统中空钛合金叶片成为商用航空发动机的主流选择。然而复合材料风扇叶片前缘部分在受到冲击时，容易产生脱层与损伤，还会出现开胶与分层等问题，因此通过在复合材料风扇叶片前缘增加钛合金加强边，可显著提高风扇叶片的综合服役性能。
为适应复材风扇叶片前缘的形状，钛合金加强边往往具有复杂的深腔薄壁异型结构。钛合金前缘加强边整体采用切削的方法进行加工，不仅材料利用率低、加工耗时长，而且由于型腔形状复杂，加强边厚度分布梯度大，切削加工整体件的难度大、废品率高。
专利申请号201711026455.0，利用热压成形、激光焊接、增材制造以及鼻锥后处理等多道工序得到钛合金加强边。该方法的问题在于，两个侧壁板之间连接是用激光焊接，会有明显的熔焊焊缝；增材制造的鼻锥与两个侧壁板外侧面拼接形成的加工面结合强度不高，且增材制造的鼻锥与两个侧壁板的组织性能差异极大，容易导致服役性能不佳，另外增材制造效率低、成本高，不适合批量生产。专利申请号202110426921.4，通过先切削料板、热压得到预制件，再对预制件进行扩散连接得到整体件。该方法的问题在于，采用两层预制件扩散连接得到加强边，但由于预制件具有扭曲、厚度分布梯度大等特点，导致切削量大，材料利用率低于10％，制造成本高。
发明内容
本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，采用切削、热蠕变成形和扩散连接的复合方法加工薄壁深腔结构，能大幅提高材料利用率，显著缩短加工周期，保证前缘钛合金加强边的成形精度和质量。
本发明是通过以下技术方案实现的：
本发明涉及一种航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，通过热蠕变成形与切削的方式得到钛合金加强边的上、下薄壁预制件，通过切削的方式得到钛合金加强边的中间层块体预制件，然后通过接触面延伸出的耳片控制预制件之间的相对位置，通过芯模避免预制件在扩散连接过程发生变形，控制加强边的内腔成形精度，最后对装配后的三层预制件进行扩散连接得到钛合金加强边。
所述的上、下薄壁预制件的内腔与复材风扇叶片前缘相匹配。
所述的中间层块体预制件的上、下面分别与上、下薄壁预制件贴合，中间层块体预制件的内侧面与复材风扇叶片前缘相匹配。
所述的芯模外表面与加强边的内腔相匹配，用于保证控制成形过程中内腔的成形精度。
所述的耳片，具体为：预制件的接触面以及芯模向外延伸形成的带孔耳片。在装配完成后，两侧耳片上的孔在同一垂直位置，控制预制件与芯模的位置。
所述的上、下薄壁预制件，通过将钛合金薄板热蠕变成形得到毛坯件后，对毛坯件进一步切削，切除多余部分以及加工出耳片，得到上、下层薄壁预制件。
所述的装配是指：将预制件的耳片伸出扩散连接模具外，耳片间插入销钉从而固定芯模。
所述的上、下薄壁预制件以及中间层块体预制件所用材料优选为TC4钛合金。
所述的芯模以及上、下模具所用材料优选为310S不锈钢。
所述的扩散连接，通过真空热压炉升温、加压实现，完成保温保压后随炉冷却，最后取出芯模，切削去除耳片，得到复合材料风扇叶片前缘钛合金加强边。
所述的扩散连接，先升温至910℃，加压至10MPa，保温保压60min，扩散连接结束后，产品随炉冷却至室温。
技术效果
本发明中航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边由三个预制件经过一次扩散连接得到，上、下预制件为薄片，中间预制件为块体，且上、下薄壁件先通过热蠕变成形再切削，在热蠕变成形过程中控制毛坯件的形状，只需去除少量多余材料就可得到薄壁预制件。中间层通过直接切削得到，无需其它处理过程。
附图说明
图1为实施例复合材料风扇叶片前缘钛合金加强边的示意图；
图2为实施例钛合金加强边的上、下毛坯件示意图；
图3为实施例钛合金加强边的分层示意图；
图4为实施例芯模示意图；
图5为实施例芯模与预制件连接示意图；
图6为实施例装配示意图；
图7为实施例合模示意图；
图8为实施例扩散连接后的连接件示意图；
图中：1钛合金加强边、2上毛坯件、3下毛坯件、4上预制件、5下预制件、6中间预制件、7芯模、8上模具、9下模具、10导柱、11耳片、12销钉、13连接件。
具体实施方式
本实施例涉及的一种航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，采用分片热蠕变成形、切削与扩散连接复合工序得到如图1所示的复合材料风扇叶片前缘钛合金加强边1；通过等厚钛合金薄板的热蠕变成形分别加工如图2所示上毛坯件2和下毛坯件3并切削加工获得如图3所示上预制件4和下预制件5、通过直接切削钛合金块料得到中间预制件6；再对上预制件4、中间预制件6和下预制件5进行扩散连接，预制件之间设置芯模7保证钛合金加强边内腔精度，芯模7两端与两预制件之间通过销钉固定；最后切除连接部分获得钛合金加强边1，具体包括以下步骤：
S1：确定钛合金加强边1的几何形状。加强边1根据复合材料风扇叶片的轮廓设计得到；通过钛合金加强边的形状划分出上预制件4、中间预制件6和下预制件5的几何形状，其中上预制件4、下预制件5为薄壁件。预制件的接触面向外延伸形成带孔耳片11，用于预制件与芯模7之间的定位。
S2：根据钛合金加强边1的形状，采用等厚薄板热蠕变方式分片加工上毛坯件2和下毛坯件3，两件毛坯件为等厚的曲面薄壁件，曲面的形状接近最终钛合金加强边1的几何形状。
S3：通过切削将两件毛坯件加工得到上预制件4和下预制件5；对钛合金块料进行切削，获得中间层预制件6。三层预制件分别与钛合金加强边1对应的部位保持一致。通过切削与打磨控制三层预制件内外表面的形状以及各个表面粗糙度。
S4：在所有部件不需连接的接触面上喷涂止焊剂，按顺序装配下模具9、下预制件5、芯模7、中间预制件6、上预制件4、上模具8。模具间通过导柱10连接。预制件的耳片伸出扩散连接模具外，耳片11间通过销钉12与芯模7相连，从而固定芯模。
S5：真空热压炉的真空度抽至5×10-3Pa后，再升温至910℃，开始加压至10MPa，保温保压60min，对三层预制件进行扩散连接。扩散连接成形结束后，将扩散连接产品随炉冷却至室温。
S6：扩散连接完成后取出连接件13。取出耳片11上的销钉12和芯模7，通过切削去除耳片11，得到钛合金加强边1。
经过具体实验，以10MPa，910℃，保温保压60min，下压量为1mm运行上述方法，能够得到的实验数据是：预制件扩散连接情况良好，材料利用率达到40％以上。
综上，本发明通过对等厚薄板的热蠕变得到毛坯件，过程中只将薄板成形为曲面形状，壁厚不发生变化，加工难度低、加工效率高，同时降低了后续打磨表面的难度；热蠕变过程中已经控制了壁板的内外型面，免去了对上下预制件内外型面的加工，材料利用率由全切削的1％、两层焊接件的10％提升到40％以上，在大幅降低制造成本的同时，更好的保证其尺寸精度；扩散连接区避开了加强边易受冲击的前端的圆角部分，在减轻了加强边内型面的加工难度的同时，提高了产品的成形质量与抗冲击能力；在扩散连接过程中，采用芯模来保证钛合金加强边内腔成形精度和质量，芯模通过销钉简单配合，易于装配与取出，能实现芯模的重复使用；扩散连接过程中模具的内腔保证了钛合金加强边外轮廓的尺寸精度。
上述具体实施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。

Claims (6)

1.一种航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，其特征在于，分别通过热蠕变成形与切削的方式得到钛合金加强边的上、下薄壁预制件、通过切削的方式得到钛合金加强边的中间层块体预制件，然后通过接触面延伸出的耳片控制预制件之间的相对位置，通过芯模避免预制件在扩散连接过程发生变形，控制加强边的内腔成形精度，最后对装配后的三层预制件进行扩散连接得到钛合金加强边；
所述的耳片，具体为：预制件的接触面以及芯模上向外延伸形成的带孔耳片，在装配完成后，两侧耳片上的孔在同一垂直位置，控制预制件与芯模的位置；
所述的中间层块体预制件的上、下面分别与上、下薄壁预制件贴合，中间层块体预制件的内侧面与复材风扇叶片前缘相匹配；
所述的上、下薄壁预制件，通过将钛合金薄板热蠕变成形得到毛坯件后，对毛坯件进一步切削，切除多余部分以及加工出耳片，得到上、下层薄壁预制件；
所述的装配是指：将预制件的耳片伸出扩散连接模具外，耳片间插入销钉从而固定芯模。
2.根据权利要求1所述的航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，其特征是，所述的上、下薄壁预制件的内腔与复材风扇叶片前缘相匹配。
3.根据权利要求1所述的航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，其特征是，所述的芯模外表面与加强边的内腔相匹配，用于保证控制成形过程中内腔的成形精度。
4.根据权利要求1所述的航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，其特征是，所述的上、下薄壁预制件以及中间层块体预制件所用材料为TC4钛合金；所述的芯模以及上、下模具所用材料为310S不锈钢。
5.根据权利要求1所述的航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，其特征是，所述的扩散连接，通过真空热压炉升温、加压实现，完成保温保压后随炉冷却，最后取出芯模，切削去除耳片，得到复合材料风扇叶片前缘钛合金加强边。
6.根据权利要求1或5所述的航空发动机复材风扇叶片前缘钛合金加强边的制造方法，其特征是，所述的扩散连接，先升温至910℃，加压至10MPa，保温保压60min，扩散连接结束后，产品随炉冷却至室温。
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