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一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片及其制备方法.pdf

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一种 复合材料 航空发动机 风扇 叶片 及其 制备 方法
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摘要
申请专利号:

CN201910039285

申请日:

20190116

公开号:

CN109628857A

公开日:

20190416

当前法律?#21050;?/td>

公开

有效性:

审中

法?#19978;?#24773;: 公开
IPC分类号: C22C47/04;C22C47/06;C22C47/12;C22C49/00;C04B35/571 主分类号: C22C47/04;C22C47/06;C22C47/12;C22C49/00;C04B35/571
申请人: 苏州宏久航空防热材料科技有限公司
发明人: 廖家豪;其他发明人请求不公开姓名
地址: 215400 江苏省苏州市太仓市城厢镇人民南路162号
优先权:
专利代理机构: 代理人:
PDF完整版下载: PDF下载
法律?#21050;?/div>
申请(专利)号:

CN201910039285

授权公告号:

法律?#21050;?#20844;告日:

20190416

法律?#21050;?#31867;型:

公开

摘要

本发明公开了一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片,由碳?#23435;?#30028;面层、碳化硅基体和铝合金基体组成,其特征在于碳?#23435;?#32534;织成航空发动机风扇叶片预制体,界面层包裹在碳?#23435;?#34920;面,碳化硅基体原位填充在航空发动机风扇叶片预制体内,形成碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体,最后铝合金基体填充在碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体中。本发明将碳?#23435;?#32534;织成航空发动机风扇叶片预制体可以显著提高叶片的冲击韧性、结构稳定性和性能可靠性,将碳化硅基体原位填充到航空发动机风扇叶片预制体中,可以有效提高叶片的强度、刚度、硬度、耐温能力和抗?#19981;?#33021;力,最后填充铝合金,显著减少了叶片内部的孔?#24230;?#38519;,有效提高叶片的综合性能。

权利要求书

1.一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片,由碳?#23435;?#30028;面层、碳化硅基体和铝合金基体组成,其特征在于碳?#23435;?#32534;织成航空发动机风扇叶片预制体,界面层包裹在碳?#23435;?#34920;面,碳化硅基体原位填充在航空发动机风扇叶片预制体内,形成碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体,最后铝合金基体填充在碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体中;所述的航空发动机风扇叶片预制体碳?#23435;?#20307;积分数为35~55%,碳?#23435;?#32534;织方式为2.5D、3D、针刺缝合结构中的一种;所述的界面层为热解碳、BN中的一种;所述的碳化硅基体体积分数为20~45%;所述的铝合金基体体积分数为15~40%。 2.一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片的制备方法,其特征在于包括下述顺序的步骤: (1)制备航空发动机风扇叶片石墨模具,将碳?#23435;?#22312;石墨模具上编织成航空发动机风扇叶片预制体; (2)采用化学气相渗透法在航空发动机风扇叶片预制体内制备一层界面层,沉积温度为600~1000℃; (3)采用先驱体浸渍裂解法,以聚碳硅烷为先驱体,在制备好界面层的航空发动机风扇叶片预制体中原位填充碳化硅基体,裂解温度为900~1200℃,或者采用化学气相渗透法,以三氯甲基硅烷为源气,在制备好界面层的航空发动机风扇叶片预制体中原位填充碳化硅基体,沉积温度为800~1200℃,得到碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体; (4)将制备好的碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体进行表面数控精加工,并用无水乙醇超声清洗,然后在真空烘箱中烘干; (5)将步骤(4)中烘干的碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体装入工装模具中,然后放入真空气压浸渗炉中,抽真空至0.01~10Pa,预热至400~700℃并保温0.5~2h,将熔融铝合金浇注到工装模具中,加注气压至0.5~3.0MPa,并保压0.5~2h,降温后拆除工装模具得到陶铝复合材料航空发动机风扇叶片。

说明书


一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片及其制备方法
技术领域


本发明涉及一种航空发动机风扇叶片及其制备方法,特别涉及一种陶铝复合材料
航空发动机风扇叶片及其制备方法。


背景技术


大涵道比涡扇发动机是大型飞机的核心部分,是决定大型飞机研制能否成功的关
键。复合材料具有金属材料无法比拟的低密度、高比强度和高比刚度,为了达到发动机的高
推重比、低耗油?#30465;?#20302;噪声、低维修成?#38236;?#38656;要,世界各主要发动机厂商都在大力推广复合
材料在大涵道比涡扇发动机上的使用。风扇叶片是现代商用飞机发动机最重要的部件之
一,据统计,风扇段质量约占发动机总质量的30%~35%,?#26723;?#39118;扇段质量是?#26723;?#21457;动机质量
和提高发动机效率的关键手段,采用更大、更轻的风扇叶片已成为发动机的发展趋势。风扇
叶片每减重1kg,风扇机匣和传动?#20302;?#20063;相应减少1kg,同时发动机结构和飞机的机翼/机身
结构也分别减重0.5kg,这种由于风扇结构减重带来的叠代效应对飞机的减重非常重要。此
外,大涵道比涡扇发动机的主要推力来自流经外涵道的冷空气,要满足?#27927;?#30340;涵道比,必须
采用?#27927;?#23610;寸的风扇。因此,采用复合材料风扇叶片是实现发动机更高涵道比和减重的唯
一途径。


目前,复合材料风扇叶片主要采用树脂基复合材料,或者采用树脂基复合材料加
钛合金包边结构。虽然这充分发挥了树脂基复合材料拉伸强度高、重量轻、损伤容限高等优
点,但是树脂基复合材料刚度较低、硬度低,导致风扇叶片在旋转时可能会发生轻微形变以
及抗冲?#26448;?#21147;下降。采用钛合金包边虽然可以提高树脂基复合材料叶片的抗冲击能力,但
是增加了风扇叶片制备工艺的难度,同时钛合金和树脂基复合材料的连接可靠性易存在问
题。


陶铝复合材料主要由碳?#23435;?#30899;化硅和铝合金组成,具有密度低,强度高,模量高,
刚度好,断裂韧性好、抗冲击能力优异、热膨胀系数低等优异特点,可以很好地应用于航空
发动机风扇叶片领域。


授权公告号为CN104385619B的中国发明专利公开了一种航空发动机复合材料风
扇叶片的制造方法,首先在模压机模腔上、下表面均?#38887;?#35206;一层脱模剂和高光胶衣;其次将
风扇叶片模具放置在下模腔内,并在其表面铺放凯夫拉29?#23435;?#39044;成型体,通过压力作用将
?#36153;?#26641;脂注入模腔内;然后将模压机整体放置于固化炉中进行固化,之后出炉脱模;最后对
脱模后的风扇叶片进行简单?#21335;?#21066;加工。


申请公布号为CN108930664A的中国发明专利公开了一种混合结构航空发动机风
扇叶片,其包括金属前缘面板和复合材料部分,所述金属前缘面板和所述复合材料部分以
界面联接的方式组合为一体。


申请公布号为CN108661945A的中国发明专利公开了一种风扇叶片,所述风扇叶片
的前缘部分由金属材料制成,叶面部分沿着所述风扇叶片的厚度方向,由前后的复合材料
夹?#31181;?#38388;的金属型芯制成,其中前缘部分的金属材料与所述金属型芯一体制成。


发明内容


为解决上述问题,本发明提出一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片及其制备方
法,既充分发挥了复合材料在航空发动机风扇叶片领域应用的优势,又提高了航空发动机
风扇叶片整体结构的稳定性和抗冲撞性能。


一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片,由碳?#23435;?#30028;面层、碳化硅基体和铝合金
基体组成,其特征在于碳?#23435;?#32534;织成航空发动机风扇叶片预制体,界面层包裹在碳?#23435;?#34920;
面,碳化硅基体原位填充在航空发动机风扇叶片预制体内,形成碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发
动机风扇叶片多孔体,最后铝合金基体填充在碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔
体中;所述的航空发动机风扇叶片预制体碳?#23435;?#20307;积分数为35~55%,碳?#23435;?#32534;织方式为
2.5D、3D、针刺缝合结构中的一种;所述的界面层为热解碳、BN中的一种;所述的碳化硅基体
体积分数为20~45%;所述的铝合金基体体积分数为15~40%。


一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片的制备方法,其特征在于包括下述顺序的
步骤:


(1)制备航空发动机风扇叶片石墨模具,将碳?#23435;?#22312;石墨模具上编织成航空发动机风
扇叶片预制体;


(2)采用化学气相渗透法在航空发动机风扇叶片预制体内制备一层界面层,沉积温度
为600~1000℃;


(3)采用先驱体浸渍裂解法,以聚碳硅烷为先驱体,在制备好界面层的航空发动机风扇
叶片预制体中原位填充碳化硅基体,裂解温度为900~1200℃,或者采用化学气相渗透法,以
三氯甲基硅烷为源气,在制备好界面层的航空发动机风扇叶片预制体中原位填充碳化硅基
体,沉积温度为800~1200℃,得到碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体;


(4)将制备好的碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体进行表面数控精加工,
并用无水乙醇超声清洗,然后在真空烘箱中烘干;


(5)将步骤(4)中烘干的碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体装入工装模具
中,然后放入真空气压浸渗炉中,抽真空至0.01~10Pa,预热至400~700℃并保温0.5~2h,将
熔融铝合金浇注到工装模具中,加注气压至0.5~3.0MPa,并保压0.5~2h,降温后拆除工装模
具得到陶铝复合材料航空发动机风扇叶片。


本发明有益效果:(1)将碳?#23435;?#32534;织成航空发动机风扇叶片预制体可以显著提高
叶片的冲击韧性、结构稳定性和性能可靠性;(2)将碳化硅基体原位填充到航空发动机风扇
叶片预制体中,可以有效提高叶片的强度、刚度、硬度、耐温能力和抗?#19981;?#33021;力;(3)采用真
空气压浸渗铝合金,可以有效排除碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体内的气
体,避免在叶片内部形成孔?#24230;?#38519;,有效提高叶片的综合性能。


具体实施方式


一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片,由碳?#23435;?#30028;面层、碳化硅基体和铝合金
基体组成,其特征在于碳?#23435;?#32534;织成航空发动机风扇叶片预制体,界面层包裹在碳?#23435;?#34920;
面,碳化硅基体原位填充在航空发动机风扇叶片预制体内,形成碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发
动机风扇叶片多孔体,最后铝合金基体填充在碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔
体中;所述的航空发动机风扇叶片预制体碳?#23435;?#20307;积分数为40%,碳?#23435;?#32534;织方式为3D结
构;所述的界面层为热解碳;所述的碳化硅基体体积分数为35%;所述的铝合金基体体积分
数为22%。


一种陶铝复合材料航空发动机风扇叶片的制备方法,其特征在于包括下述顺序的
步骤:


(1)制备航空发动机风扇叶片石墨模具,将碳?#23435;?#22312;石墨模具上编织成航空发动机风
扇叶片预制体;


(2)采用化学气相渗透法在航空发动机风扇叶片预制体内制备一层界面层,沉积温度
为900℃;


(3)采用先驱体浸渍裂解法,以聚碳硅烷为先驱体,在制备好界面层的航空发动机风扇
叶片预制体中原位填充碳化硅基体,裂解温度为1100℃,得到碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动
机风扇叶片多孔体;


(4)将制备好的碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体进行表面数控精加工,
并用无水乙醇超声清洗,然后在真空烘箱中烘干;


(5)将步骤(4)中烘干的碳?#23435;?#22686;强碳化硅航空发动机风扇叶片多孔体装入工装模具
中,然后放入真空气压浸渗炉中,抽真空至1.0Pa,预热至600℃并保温1h,将熔融铝合金浇
注到工装模具中,加注气压至1.5MPa,并保压1h,降温后拆除工装模具得到陶铝复合材料航
空发动机风扇叶片。


上述仅为本发明的具体实施方式,但本发明的设计构思并不局限于此,凡利用此
构思对本发明进行非实?#24066;?#30340;改动,均应属于?#22336;?#26412;发明保护的?#27573;?#30340;?#24418;?#20294;凡是未脱
离本发明技术方案的内容,依据本发明的技术实?#35782;?#20197;上实施例所作的任何形式的简单修
改、?#38887;?#21464;化与改型,仍属于本发明技术方案的保护?#27573;А?br>

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