[实用新型]一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具

说明书

技术领域

本实用新型涉及属于航空发动机零部件制造技术领域，特别是一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具。

背景技术

陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片作为航空发动机最关键的零件之一，由于涡轮导向器叶片工作环境非常恶劣，承温最高、承受强烈的热腐蚀、承受热冲击最严重，而陶瓷基复合材料因密度小、比强度高、比刚度高、耐高温性好等优良性能，最有可能取代镍基高温合金在更高温度下使用的涡轮导向器叶片高温材料为陶瓷基复合材料。陶瓷基复合材料一般指碳纤维增强碳基（C/C）复合材料、碳纤维增强碳化硅陶瓷基（C/SiC）复合材料、碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基（SiC/SiC）复合材料，是一种超高温复合材料，工作温度高达1650℃。

目前，陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片一般制备过程为叶片预制体编织→化学气相渗积（chemical vapor infiltration，CVI）界面层→基体致密化（采用CVI和PIP技术）→机械加工→涂层制备→检查验收。具有三维翼型叶身的高性能陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片，必须采用三维编织（如2.5D、三维四向、三维五向、正交三向等）方法编织导向叶片预制体，叶片特别其工作面的制备要求近净成型（即制备过程中叶片不允许或少量允许机械加工）。但由纤维编织的叶片预制体较松软，且依靠编织的叶片不可能达到叶身三维翼型等设计尺寸。在叶片预制体CVI沉积界面层、基体致密化初期阶段等制备过程中，因为没有将叶片预制体进行工装，陶瓷基复合材料叶片的形状尺寸难保证，会出现翘曲、扭曲、凸起等缺陷，造成陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片制备失败。其中，叶片预制体的结构如图1和2所示，叶片预制体包括本体（1）、小缘板（2）和大缘板（3）组成，小缘板（2）固连于本体（1）顶部，小缘板（2）固连于本体（1）底部，本体（1）的前部为叶背翼型（21），后部位叶盆翼型（22）。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种保证成品叶片工作面无或少余量加工、快速拆装和组装、有效实现陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片的近净成型、制造成本低的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具。

本实用新型的目的通过以下技术方案来实现：一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具，它包括大缘板模块、小缘板模块、叶背翼型模块和叶盆翼型模块，所述的大缘板模块的顶部设置有与叶片预制体大缘板相配合的腔体A，大缘板模块上还设置有分别位于腔体A左右侧的叶背定位块和叶盆定位块，叶背定位块位于叶盆定位块的前侧，所述的小缘板模块的底部设置有与小缘板相配合的腔体B；所述的叶背翼型模块的后侧设置有与叶背翼型相配合的曲面，叶背翼型模块的底部开设有第一定位孔，叶背翼型模块放置于大缘板模块上且第一定位孔与叶背定位块相配合；所述的叶盆翼型模块的前侧设置有与叶盆翼型相配合的凸起，叶盆翼型模块的底部开设有第二定位孔，叶盆翼型模块放置于大缘板模块上且第二定位孔与叶盆定位块相配合；所述的叶盆翼型模块和叶背翼型模块的左右侧均还固设有安装板，叶盆翼型模块和叶背翼型模块均设置于大缘板模块和小缘板模块之间，叶盆翼型模块的安装板与叶背翼型模块的安装板之间设置有锁紧短螺钉，叶盆翼型模块、大缘板模块和小缘板模块之间设置有锁紧长螺钉，且叶背翼型模块、大缘板模块和小缘板模块之间设置有锁紧长螺钉；所述的大缘板模块的外表上均分布有多个连通腔体A的小孔，小缘板模块的外表面上均分布有多个连通腔体B的小孔，叶背翼型模块的正面分布有多个贯穿曲面的小孔，叶盆翼型模块的后面设置有多个贯穿凸起的小孔。

所述的翼型模块上的两个安装板结构相同。

所述的锁紧短螺钉和锁紧长螺钉上均螺纹连接有锁紧螺母。

所述的横向相邻两个小孔之间的间距、纵向相邻两个小孔之间的间距均为7~8mm。

所述的小孔的直径为2～3mm。

本实用新型具有以下优点：（1）本实用新型通过采用耐高温合金或石墨材料设计的四大模块，再采用拧紧的螺钉与螺母配合施力，固定并压紧、压实叶片预制体，为叶片近净尺寸成型提供了有利条件。（2）本夹具保证了叶片工作面无或少余量加工，避免了破坏叶片的三维纤维编织结构和避免了降低叶片性能指标，提高了叶片制备质量和生产效率。

附图说明

图1 为叶片预制体的结构示意图；

图2 为图1的右视图；

图3 为本实用新型的结构示意图；

图4 为本实用新型去掉叶背翼型模块、叶盆翼型模块后的结构示意图；