CN116384163A - 一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法 - Google Patents
一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116384163A CN116384163A CN202310652608.1A CN202310652608A CN116384163A CN 116384163 A CN116384163 A CN 116384163A CN 202310652608 A CN202310652608 A CN 202310652608A CN 116384163 A CN116384163 A CN 116384163A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- straight section
- complex
- typical
- ceramic matrix
- fiber
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 38
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 title claims abstract description 35
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 54
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 46
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 33
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 30
- 238000009954 braiding Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000009941 weaving Methods 0.000 claims abstract description 10
- 239000011229 interlayer Substances 0.000 claims description 37
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 13
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 7
- 230000006399 behavior Effects 0.000 claims description 5
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims description 5
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims description 4
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims description 4
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 8
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 6
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 5
- 230000008595 infiltration Effects 0.000 description 4
- 238000001764 infiltration Methods 0.000 description 4
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 2
- 239000002243 precursor Substances 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 2
- 238000009864 tensile test Methods 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010835 comparative analysis Methods 0.000 description 1
- 238000000280 densification Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000000626 liquid-phase infiltration Methods 0.000 description 1
- 230000035772 mutation Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000000197 pyrolysis Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- G—PHYSICS
- G16—INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGY [ICT] SPECIALLY ADAPTED FOR SPECIFIC APPLICATION FIELDS
- G16C—COMPUTATIONAL CHEMISTRY; CHEMOINFORMATICS; COMPUTATIONAL MATERIALS SCIENCE
- G16C60/00—Computational materials science, i.e. ICT specially adapted for investigating the physical or chemical properties of materials or phenomena associated with their design, synthesis, processing, characterisation or utilisation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2113/00—Details relating to the application field
- G06F2113/26—Composites
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Computing Systems (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Geometry (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Bioinformatics & Cheminformatics (AREA)
- Bioinformatics & Computational Biology (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
本申请提供了一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，属于航空发动机陶瓷基复合材料的技术领域，包括对不同制造工艺和纤维结构形式的平板件试样进行拉伸强度试验，拉伸方向垂直纤维铺层或纤维编织延伸方向，确定一种最优的制造工艺；确定复杂构件的外形结构，采用不同纤维铺层或编织形式和最优的制造工艺设计出多个复杂构件；将复杂构件拆分成多个典型结构件；测试获得不同形状的典型结构最优纤维铺层方向或编织方式；根据最优的典型结构优化复杂构件的设计。本申请提高了复合材料复杂构件的结构强度。
Description
技术领域
本申请涉及航空发动机陶瓷基复合材料的领域，尤其是涉及一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法。
背景技术
连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（SiCf/SiC）耐温能力高、密度低，并且克服了一般陶瓷易碎的缺点，在承载过程中，纤维用于阻止裂纹扩展，提高了韧性，不会发生灾难性破坏，在先进航空发动机的涡轮、燃烧室、尾喷管等热端部件中有很大的应用前景。该材料的密度仅为高温合金的1/3-1/4，在不用空气冷却和热障涂层的情况下，目前的工作温度可比高温合金提高150-350℃，潜在使用温度可达1650℃。
陶瓷基复合材料的纤维预制体方式较多，分为单向带、2D和3D及组合连接结构，其空间三维方向的力学性能不尽相同，是一种典型的各向异性材料。由于复合材料层间方向的承力纤维体积分数较少，甚至没有纤维承力，因此层间强度较低，是复合材料中最为薄弱的方向，常导致复合材料构件出现分层开裂破坏进而失效的问题。此外，航空发动机涡轮外环、涡轮导叶等构件结构复杂，厚度方向尺寸大，具有安装边和上下缘板等结构，需采用2.5D、3D编织或组合连接等预制体结构来成型。采用以上预制体相对于单向带和2D铺层结构增加了复合材料层间方向的纤维体积分数，理论上能提升复合材料的层间强度。如何判断复杂构件的层间强度是否满足发动机结构强度要求，在复杂构件的纤维预制体设计中是重要的，需要定量评价复杂构件的纤维弯折、变厚度、变曲率、连接结构及其制造缺陷等不同于标准平板试样性能的部位强度水平，进而选取预制体的具体结构形式。目前无法有效定量评判不同结构、不同制备工艺复合材料的层间强度，也无法有效评判结构、工艺改进的提高程度，导致设计的复合材料复杂构件出现分层开裂破坏进而失效的问题。
发明内容
有鉴于此，本申请提供一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，解决了现有技术中复杂构件由于纤维弯折、组合连接、纤维体积分数少及制造缺陷等带来的构件层间强度不足而不满足发动机承载能力的问题，提高复合材料复杂构件的结构强度。
本申请提供的一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法采用如下的技术方案：
一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，包括：
步骤1、采用不同的纤维铺层或纤维编织形式以及不同的制造工艺制备陶瓷基复合材料平板试样，对不同的平板试样进行拉伸强度试验，拉伸方向垂直于纤维铺层或纤维编织延伸方向，测试获得平板试样的层间强度，评价陶瓷基复合材料强度最薄弱方向的拉伸性能，确定一种最优的制造工艺；
步骤2，根据复杂构件受力情况和装配连接结构形式设计复杂构件的外形结构，采用不同纤维铺层或纤维编织形式和步骤1中最优的制造工艺设计出多个复杂构件；
步骤3、将复杂构件拆分出多个不同外形的典型结构；
步骤4，针对每一种外形的典型结构，采用不同纤维铺层或纤维编织形式和步骤1中最优的制造工艺制造多个典型结构，对不同的典型结构进行拉伸强度试验，拉伸方向为复杂构件在发动机中承受最大拉伸应力的方向以及复合材料复杂构件中强度薄弱的方向，测试获得典型结构试样的层间强度，得到不同形状的典型结构最优纤维铺层方向或编织方式；
步骤5，根据最优的典型结构优化复杂构件的设计。
可选的，试样的层间强度为：
；其中，/>
为单个有效复合材料试样的层间强度，单位MPa；/>
为单个有效复合材料试样的破坏载荷，单位N；A为试样的横截面积，单位mm2。
可选的，典型结构包括第一结构、第二结构、第三结构和弧形结构；
所述第一结构包括第一平直段、第二平直段和第三平直段，所述第一平直段和第三平直段平行设置并对齐，所述第二平直段垂直于第一平直段，所述第二平直段位于第一平直段和第三平直段同一侧的端部，所述第二平直段的一端通过弧形段连接第一平直段的一端，所述第二平直段的另一端通过弧形段连接第三平直段的一端；
所述第二结构包括第四平直段、第五平直段和第六平直段，所述第四平直段和第六平直段平行设置并对齐，所述第五平直段垂直于第四平直段，所述第五平直段两端分别连接第四平直段和第六平直段的中点；
第三结构包括相互平行且相互对齐的第七平直段和第八平直段，第七平直段和第八平直段相对的侧面粘接在一起，第七平直段和第八平直段相背的侧面上设有异型段，所述异型段包括相对的弧形面和平直面，异型段的平直面粘结在第七平直段和第八平直段上。
可选的，所述典型结构的内部纤维铺层延伸方向与典型结构的外形统一。
可选的，对不同的典型结构进行拉伸强度试验的过程中，设计工装连接拉伸设备和典型结构，工装上设有与典型结构被拉伸的端部的型面一致的配合面，所述工装的配合面和典型结构的被拉伸端部的型面通过环氧树脂胶粘贴。
可选的，对不同的典型结构进行拉伸强度试验的过程中，设计工装连接拉伸设备和典型结构，工装设有夹持机构，用于夹持典型结构被拉伸的端部。
可选的，设计方法还包括：
步骤6，对复杂构件进行拉伸强度试验，获得陶瓷基复合材料复杂构件的层间强度，与平板和典型结构试验结果进行对比分析，对复杂构件的断裂失效部位及失效形式进行记录和断口失效分析，获取复杂构件的失效行为，得出符复合材料结构效应、制造工艺特性对复合材料典型结构的性能影响规律。
综上所述，本申请包括以下有益技术效果：
本申请通过研究平板试样和典型结构的层间强度，分析不同制造工艺和铺层或编织形式对不同形状复合材料的强度的影响，筛选出不同典型结构最优的制造工艺和铺层或编织形式，从而对复杂构件的设计进行优化，提高复合材料复杂构件的强度，改善复合材料构件出现分层开裂破坏进而失效问题。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本申请航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法的流程示意图；
图2为本申请第一结构的结构示意图；
图3为本申请第二结构的结构示意图；
图4本申请第三结构的结构示意图；
图5本申请弧形结构的结构示意图。
附图标记说明：1、第一结构；11、第一平直段；12、第二平直段；13、第三平直段；2、第二结构；21、第四平直段；22、第五平直段；23、第六平直段；3、第三结构；31、第七平直段；32、第八平直段；33、异型段；4、弧形结构。
具体实施方式
下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。
本申请实施例提供一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法。
如图1所示，一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，包括：
步骤1、采用不同的纤维铺层或纤维编织形式以及不同的制造工艺制备陶瓷基复合材料平板试样，平板试样的外形为圆形板，对不同的圆形平板试样进行拉伸强度试验，拉伸方向垂直于纤维铺层或纤维编织延伸方向，该方向的纤维体积分数最少，强度水平最低，测试获得平板试样的层间强度，评价陶瓷基复合材料强度最薄弱方向的拉伸性能，每种平板试样制备多个，可以为5个，计算平板试样的平均层间强度，确定一种最优的制造工艺。评价单向带、二维铺层及三维编织等不同预制体结构、化学气相渗透工艺（Chemical VaporInfiltration,英文简称CVI）、先驱体浸渍裂解工艺（Precursor Infiltration andPyrolysis，英文简称PIP）熔渗工艺（Melt Infiltration，英文简称MI）等不同制备工艺下陶瓷基复合材料的优劣特性，用于构件的结构工艺的选择，同时可以用于预制体铺层/编织以及致密化工艺优化。
步骤2，根据复杂构件受力情况和装配连接结构形式设计复杂构件的外形结构，采用不同纤维铺层或纤维编织形式和步骤1中最优的制造工艺设计出多个复杂构件。
步骤3、针对构件大应力区和危险结构部位以及复合材料存在纤维弯折、变厚度、变曲率、连接结构及可能引发制造缺陷等不同于标准平板试样性能的部位，将复杂构件拆分出多个不同外形的典型结构。
步骤4，针对每一种外形的典型结构，采用不同纤维铺层或纤维编织形式和步骤1中最优的制造工艺制造多个典型结构，对不同的典型结构进行拉伸强度试验，拉伸方向为复杂构件在发动机中承受最大拉伸应力的方向以及复合材料复杂构件中强度薄弱的方向，强度薄弱的方向包括纤维积分数少、纤维弯折、组合连接、制造缺陷导致的强度薄弱的方向，测试获得典型结构试样的层间强度，得到不同形状的典型结构最优纤维铺层方向或编织方式。获得的典型结构层间强度试验数据可以指导典型结构的设计，如纤维弯折的角度、组合连接方式等。测试结果还可以直接应用于涡轮外环、涡轮导叶等各类构件全尺寸件的结构设计、强度评估以及复合材料工艺优化。典型结构的试验测试使得试验测试更加高效，并且对于某些大型尺寸的构件来说，可以减少全尺寸件的制造周期及试验成本，让试验变得更加低廉有效。进一步地在典型结构试验基础上，对于涡轮外环等中小尺寸复杂构件，可以进一步开展全尺寸件层间强度测试，测试和掌握陶瓷基复合材料构件的层间强度及失效模式。
步骤5，根据最优的典型结构优化复杂构件的设计。
试样的层间强度为：
；其中，/>
为单个有效复合材料试样的层间强度，单位MPa；/>
为单个有效复合材料试样的破坏载荷，单位N；A为试样的横截面积，单位mm2。
拆分典型结构的规律或步骤或原理，首先对复杂构件进行强度计算分析，评估构件的最大拉伸应力的应力值、最大拉伸应力的方向及危险结构部位，进一步评估分析局部结构由于纤维弯折、变厚度/变曲率、开孔以及组合连接等结构发生突变的部位，导致复合材料承载能力降低或改变的结构，进一步的评估分析是否存在构件中无法进行有效验证的结构；针对以上情况提取典型结构。
结合复合材料内部纤维预制体的铺层/编织/组合连接等形式，识别出不同于平板材料级层间强度的具有特定结构特征的部位，提取典型特征结构并确定典型结构类型。
如图2-图5所示，典型结构包括第一结构1、第二结构2、第三结构3和弧形结构4，第一结构1为C字形，第二结构2为工字形；
所述第一结构1包括第一平直段11、第二平直段12和第三平直段13，所述第一平直段11和第三平直段13平行设置并对齐，所述第二平直段12垂直于第一平直段11，所述第二平直段12位于第一平直段11和第三平直段13同一侧的端部，所述第二平直段12的一端通过弧形段连接第一平直段11的一端，所述第二平直段12的另一端通过弧形段连接第三平直段13的一端。
所述第二结构2包括第四平直段21、第五平直段22和第六平直段23，所述第四平直段21和第六平直段23平行设置并对齐，所述第五平直段22垂直于第四平直段21，所述第五平直段22两端分别连接第四平直段21和第六平直段23的中点。
第三结构3包括相互平行且相互对齐的第七平直段31和第八平直段32，第七平直段31和第八平直段32相对的侧面粘接在一起，第七平直段31和第八平直段32相背的侧面上设有异型段33，所述异型段33包括相对的弧形面和平直面，异型段33的平直面粘结在第七平直段31和第八平直段32上。
所述典型结构的内部纤维铺层延伸方向与典型结构的外形统一。所述典型结构的内部纤维预制体结构形式可以设计为单向带、2D、3D等多种形式。
对不同的典型结构进行拉伸强度试验的过程中，设计工装连接拉伸设备和典型结构，工装上设有与典型结构被拉伸的端部的型面一致的配合面，所述工装的配合面和典型结构的被拉伸端部的型面通过环氧树脂胶粘贴。
对不同的典型结构进行拉伸强度试验的过程中，设计工装连接拉伸设备和典型结构，工装设有夹持机构，用于夹持典型结构被拉伸的端部。
本申请实施例中，进行拉伸强度试验时拉伸速度为2mm/min。记录每个试样的破坏载荷，判断有效断裂形式。其中从复合材料层间断裂或从粘结剂断裂的面积少于总面积的三分之一，才能视为有效断裂，每种试样的有效断裂试样数不得少于五个
设计方法还包括：步骤6，对复杂构件进行拉伸强度试验，获得陶瓷基复合材料复杂构件的层间强度，与平板和典型结构试验结果进行对比分析，对复杂构件的断裂失效部位及失效形式进行记录和断口失效分析，获取复杂构件的失效行为，得出复合材料结构效应、制造工艺特性对复合材料复杂构件的性能影响规律。
具体的，对典型结构试验测试及试验结果计算分析，记录破坏载荷，判断有效断裂形式，计算有效试样的层间强度。获得不同结构特征的陶瓷基复合材料层间强度试验数据，与平板试样的试验结果进行对比分析。并对典型结构的断裂失效部位及失效形式进行记录和断口失效分析，进一步获取典型结构的失效行为，得出复合材料结构效应、制造工艺特性对复合材料典型结构的性能影响规律。进一步地对于中小尺寸的涡轮外环等复杂构件可以进行构件级的层间强度测试。首先根据复杂构件结构形状及其内部预制体的结构形式，按纤维铺层/编织厚度方向的上下表面，制备出复杂构件夹持工装或随形工装，复杂构件数量为5个。进一步地采用夹持工装夹持复杂构件的上下表面或者采用高粘度环氧树脂胶将随形工装与复杂构件的上下表面粘结，待胶固化好后放入拉伸试验机上进行拉伸试验。复杂构件的层间强度试验测试与材料级平板试样类似，试验记录每个复杂构件的拉伸破坏载荷，判断有效断裂形式，计算有效试样的层间强度。获得陶瓷基复合材料复杂构件的层间强度，与平板试样和典型结构试验结果进行对比分析。对复杂构件的断裂失效部位及失效形式进行记录和断口失效分析，进一步获取复杂构件的失效行为，得出复合材料结构效应、制造工艺特性对复合材料典型结构的性能影响规律。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，其特征在于，包括：
步骤1、采用不同的纤维铺层或纤维编织形式以及不同的制造工艺制备陶瓷基复合材料平板试样，对不同的平板试样进行拉伸强度试验，拉伸方向垂直于纤维铺层或纤维编织延伸方向，测试获得平板试样的层间强度，评价陶瓷基复合材料强度最薄弱方向的拉伸性能，确定一种最优的制造工艺；
步骤2，根据复杂构件受力情况和装配连接结构形式设计复杂构件的外形结构，采用不同纤维铺层或纤维编织形式和步骤1中最优的制造工艺设计出多个复杂构件；
步骤3、将复杂构件拆分出多个不同外形的典型结构；
步骤4，针对每一种外形的典型结构，采用不同纤维铺层或纤维编织形式和步骤1中最优的制造工艺制造多个典型结构，对不同的典型结构进行拉伸强度试验，拉伸方向为复杂构件在发动机中承受最大拉伸应力的方向以及复合材料复杂构件中强度薄弱的方向，测试获得典型结构试样的层间强度，得到不同形状的典型结构最优纤维铺层方向或编织方式；
步骤5，根据最优的典型结构优化复杂构件的设计。
2.根据权利要求1所述的航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，其特征在于，试样的层间强度为：
；其中，/>
为单个有效复合材料试样的层间强度，单位MPa；
为单个有效复合材料试样的破坏载荷，单位N；A为试样的横截面积，单位mm2。
3.根据权利要求1所述的航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，其特征在于，典型结构包括第一结构、第二结构、第三结构和弧形结构；
所述第一结构包括第一平直段、第二平直段和第三平直段，所述第一平直段和第三平直段平行设置并对齐，所述第二平直段垂直于第一平直段，所述第二平直段位于第一平直段和第三平直段同一侧的端部，所述第二平直段的一端通过弧形段连接第一平直段的一端，所述第二平直段的另一端通过弧形段连接第三平直段的一端；
所述第二结构包括第四平直段、第五平直段和第六平直段，所述第四平直段和第六平直段平行设置并对齐，所述第五平直段垂直于第四平直段，所述第五平直段两端分别连接第四平直段和第六平直段的中点；
所述第三结构包括相互平行且相互对齐的第七平直段和第八平直段，第七平直段和第八平直段相对的侧面粘接在一起，所述第七平直段和第八平直段相背的侧面上设有异型段，所述异型段包括相对的弧形面和平直面，所述异型段的平直面粘结在第七平直段和第八平直段上。
4.根据权利要求1所述的航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，其特征在于，所述典型结构的内部纤维铺层延伸方向与典型结构的外形统一。
5.根据权利要求1所述的航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，其特征在于，对不同的典型结构进行拉伸强度试验的过程中，设计工装连接拉伸设备和典型结构，工装上设有与典型结构被拉伸的端部的型面一致的配合面，所述工装的配合面和典型结构的被拉伸端部的型面通过环氧树脂胶粘贴。
6.根据权利要求1所述的航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，其特征在于，对不同的典型结构进行拉伸强度试验的过程中，设计工装连接拉伸设备和典型结构，工装设有夹持机构，用于夹持典型结构被拉伸的端部。
7.根据权利要求1所述的航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法，其特征在于，设计方法还包括：
步骤6，对复杂构件进行拉伸强度试验，获得陶瓷基复合材料复杂构件的层间强度，与平板试样和典型结构试验结果进行对比分析，对复杂构件的断裂失效部位及失效形式进行记录和断口失效分析，获取复杂构件的失效行为，得出复合材料结构效应、制造工艺特性对复合材料典型结构的性能影响规律。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310652608.1A CN116384163B (zh) | 2023-06-05 | 2023-06-05 | 一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310652608.1A CN116384163B (zh) | 2023-06-05 | 2023-06-05 | 一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116384163A true CN116384163A (zh) | 2023-07-04 |
| CN116384163B CN116384163B (zh) | 2023-09-05 |
Family
ID=86971544
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310652608.1A Active CN116384163B (zh) | 2023-06-05 | 2023-06-05 | 一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116384163B (zh) |
Citations (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5580643A (en) * | 1987-06-12 | 1996-12-03 | Lanxide Technology Company, Lp | Composite materials and methods for making the same |
| CN103925267A (zh) * | 2014-03-19 | 2014-07-16 | 刘龙权 | 一种复合材料与金属连接结构及形成所述连接结构的方法 |
| CN104880351A (zh) * | 2015-05-27 | 2015-09-02 | 南京航空航天大学 | 一种单向陶瓷基复合材料平板试件及其制备方法 |
| CN106904952A (zh) * | 2017-01-13 | 2017-06-30 | 航天材料及工艺研究所 | 一种耐高温高强氧化铝纤维增强复合材料及其制备方法 |
| CN109231992A (zh) * | 2018-09-28 | 2019-01-18 | 湖南中南智造新材料协同创新有限公司 | 一种高损伤容限C/C-SiC复合材料及其制备与调控方法 |
| CN109507027A (zh) * | 2018-11-16 | 2019-03-22 | 西北工业大学 | 连续纤维增强陶瓷基复合材料面外拉伸强度的测试试样、夹具和方法 |
| CN109781546A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-05-21 | 南京航空航天大学 | 一种编织陶瓷基复合材料拉伸强度的预测方法 |
| CN110502793A (zh) * | 2019-07-23 | 2019-11-26 | 南京航空航天大学 | 一种单向陶瓷基复合材料偏轴拉伸试验件优化设计方法 |
| US20200027580A1 (en) * | 2016-08-08 | 2020-01-23 | General Atomics | Engineered sic-sic composite and monolithic sic layered structures |
| CN111365079A (zh) * | 2020-04-01 | 2020-07-03 | 南京航空航天大学 | 陶瓷基复合材料涡轮转子叶片盘榫连接结构及涡轮盘 |
| CN112100880A (zh) * | 2020-08-20 | 2020-12-18 | 南京航空航天大学 | 一种陶瓷基复合材料铺层预制体优化设计方法 |
| WO2021004513A1 (zh) * | 2019-07-11 | 2021-01-14 | 南京航空航天大学 | 一种陶瓷基复合材料螺栓预制体-结构一体化设计方法 |
| CN112267917A (zh) * | 2020-09-18 | 2021-01-26 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种纤维预制体以及陶瓷基复合材料涡轮外环 |
| CN112876273A (zh) * | 2021-03-17 | 2021-06-01 | 中南大学 | 一种耐高温吸波结构一体化陶瓷基复合材料及其制备方法 |
-
2023
- 2023-06-05 CN CN202310652608.1A patent/CN116384163B/zh active Active
Patent Citations (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5580643A (en) * | 1987-06-12 | 1996-12-03 | Lanxide Technology Company, Lp | Composite materials and methods for making the same |
| CN103925267A (zh) * | 2014-03-19 | 2014-07-16 | 刘龙权 | 一种复合材料与金属连接结构及形成所述连接结构的方法 |
| CN104880351A (zh) * | 2015-05-27 | 2015-09-02 | 南京航空航天大学 | 一种单向陶瓷基复合材料平板试件及其制备方法 |
| US20200027580A1 (en) * | 2016-08-08 | 2020-01-23 | General Atomics | Engineered sic-sic composite and monolithic sic layered structures |
| CN106904952A (zh) * | 2017-01-13 | 2017-06-30 | 航天材料及工艺研究所 | 一种耐高温高强氧化铝纤维增强复合材料及其制备方法 |
| CN109231992A (zh) * | 2018-09-28 | 2019-01-18 | 湖南中南智造新材料协同创新有限公司 | 一种高损伤容限C/C-SiC复合材料及其制备与调控方法 |
| CN109507027A (zh) * | 2018-11-16 | 2019-03-22 | 西北工业大学 | 连续纤维增强陶瓷基复合材料面外拉伸强度的测试试样、夹具和方法 |
| CN109781546A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-05-21 | 南京航空航天大学 | 一种编织陶瓷基复合材料拉伸强度的预测方法 |
| WO2021004513A1 (zh) * | 2019-07-11 | 2021-01-14 | 南京航空航天大学 | 一种陶瓷基复合材料螺栓预制体-结构一体化设计方法 |
| CN110502793A (zh) * | 2019-07-23 | 2019-11-26 | 南京航空航天大学 | 一种单向陶瓷基复合材料偏轴拉伸试验件优化设计方法 |
| CN111365079A (zh) * | 2020-04-01 | 2020-07-03 | 南京航空航天大学 | 陶瓷基复合材料涡轮转子叶片盘榫连接结构及涡轮盘 |
| CN112100880A (zh) * | 2020-08-20 | 2020-12-18 | 南京航空航天大学 | 一种陶瓷基复合材料铺层预制体优化设计方法 |
| CN112267917A (zh) * | 2020-09-18 | 2021-01-26 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种纤维预制体以及陶瓷基复合材料涡轮外环 |
| CN112876273A (zh) * | 2021-03-17 | 2021-06-01 | 中南大学 | 一种耐高温吸波结构一体化陶瓷基复合材料及其制备方法 |
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| GREGORY N. MORSCHER ET AL.: "Modeling stress-dependent matrix cracking and stress–strain behavior in 2D woven SiC fiber reinforced CVI SiC composites", 《COMPOSITES SCIENCE AND TECHNOLOGY》, vol. 67, no. 6, pages 1010 - 1016 * |
| YUTONG LIU ET AL.: "Multiscale modeling of the mechanical behavior of 3D braided CFRP composites under uniaxial tension", 《COMPOSITE STRUCTURES》, vol. 306, pages 2 - 12 * |
| 张乐等: "SiCf/SiC复合材料表面Si/Yb2Si2O7双层涂层结合强度分析", 《表面技术》, vol. 51, no. 3, pages 199 - 206 * |
| 张宇: "2.5D编织陶瓷基复合材料（CMCs）高温力学性能及破坏机制研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》, no. 1, pages 031 - 574 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116384163B (zh) | 2023-09-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10954168B2 (en) | Ceramic matrix composite articles and methods for forming same | |
| US10774008B2 (en) | Ceramic matrix composite articles | |
| US8714932B2 (en) | Ceramic matrix composite blade having integral platform structures and methods of fabrication | |
| Lambert et al. | 3D damage characterisation and the role of voids in the fatigue of wind turbine blade materials | |
| US7008689B2 (en) | Pin reinforced, crack resistant fiber reinforced composite article | |
| CN109583052B (zh) | 纤维增强陶瓷基复合材料微结构精确建模及模量计算方法 | |
| Morscher et al. | Effects of fiber architecture on matrix cracking for melt‐infiltrated SiC/SiC composites | |
| EP3459733B1 (en) | Method for forming ceramic matrix composite articles | |
| Choi et al. | Shear strength as a function of test rate for SiCf/BSAS ceramic matrix composite at elevated temperature | |
| CN116384163B (zh) | 一种航空发动机用陶瓷基复合材料复杂构件的设计方法 | |
| Singh et al. | Additive manufacturing of light weight ceramic matrix composites for gas turbine engine applications | |
| Bona | Theoretical and experimental review of applied mechanical tests for carbon composites with thermoplastic polymer matrix | |
| CA2920513C (en) | Ceramic matrix composite articles and methods for forming same | |
| Duan et al. | Effect of drilling-induced delamination on buckling behavior of open hole composite laminate specimens under compressive loading | |
| Matsuda et al. | Manufacturing of 3‐D Woven SicF\Sic Composite Combustor Liner | |
| JP6682811B2 (ja) | 繊維強化複合材料の界面接着強度検査方法および試験片 | |
| Wei et al. | Advances in resin matrix composite fan blades for aircraft engines: A review | |
| US20030203178A1 (en) | Toughened, crack resistant fiber reinforced composite article and method for making | |
| Bondyra et al. | Analysis of Strenght Properties of Carbon Fibre-Reinforced Composites | |
| Hudișteanu et al. | Interlaminar damage numerical modelling based on delamination growth of multi-layered composites | |
| Bhuvaneshwaran et al. | Reinforcement of Carbon Fibre in Aerospace Industries | |
| Gracheva | Thermal deformation of carbon-carbon composite materials with different schemes of reinforcement under thermal cycling conditions | |
| Jain et al. | Study of the spring-in phenomenon | |
| Falcó Salcines et al. | Effect of tow-drop gaps on the damage resistance and tolerance of Variable-Stiffness Panels |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |