[发明专利]一种航空涡轮导叶预制体及其制备方法

说明书

本发明公开了一种航空涡轮导叶预制体及其制备方法，属于功能材料领域。本发明采用整体编织的方法制备了涡轮叶片的叶身预制体，并在叶身上、下缘预留纱线，之后分别将上、下缘预留纱引入上、下缘板，形成整体结构的涡轮叶片预制体，实现纱线排布和结构精细化调控，解决层间性能弱、加工后损伤和定位精度差的问题，实现结构/功能一体化要求。本发明实现了小尺寸、形态复杂的涡轮导叶预制体的织造；解决了铺层、减材方法制备的涡轮导叶预制体层间强力差、缺陷多的问题；制备的涡轮导叶预制体的轴向拉伸强度达到500MPa以上。

技术领域

本发明涉及一种航空涡轮导叶预制体及其制备方法，属于功能材料领域。

背景技术

降低结构重量、提高涡轮前温度，进而提升航空发动机的推重比是航空发动机技术的重要发展方向。其中，涡轮导叶是核心部件，主要承受高温燃气造成的热载荷。研究表明，未来先进航空发动机涡轮温度将达到1900℃以上，而目前最先进的镍基单晶高温合金耐温极限仅为1159℃，无法满足新型航空发动机技术要求。

近年来，碳化硅纤维增强碳化硅基复合材料(SiC/SiC复合材料)因其优异高温力学和热学性能，成为涡轮导叶的理想候选材料。其中，纤维预制体结构是复合材料导叶的关键一环。然而，一方面，涡轮导叶具有尺寸小、形态复杂、定位精确等要求，导致织造难度大；另一方面，现有涡轮导叶采用减材或铺层制造，导致层间性能差、缺陷多、精度差，难以满足使用要求。

发明内容

[技术问题]

目前镍合金涡轮导叶耐高温的性能无法满足要求；织物复合材料制备涡轮导叶都是采用分离式，得到的涡轮导叶尺寸精度和性能稳定性差。

[技术方案]

为了解决上述至少一个问题，本发明采用整体编织的方法制备了涡轮导叶的叶身预制体，并在叶身上下缘预留纱线，之后分别将上、下缘预留纱引入上、下缘板，形成整体结构的涡轮导叶预制体，实现纱线排布和结构精细化调控，解决层间性能弱、加工后损伤和定位精度差的问题，实现结构/功能一体化要求。

本发明的第一个目的是提供一种制备涡轮导叶叶身预制体的方法，包括以下步骤：

(1)芯模的制备：根据涡轮导叶内层几何尺寸，制备得到内凹的石墨芯模；之后将石墨芯模通过镜像方式，由内凹变成外凸，得到外凸的石墨芯模；

(2)根据涡轮导叶叶身尺寸，每隔5mm～10mm，获取横向截面，提取所有截面壁厚参数；

(3)涡轮导叶叶身织造采用层层角联锁结构，依据步骤(2)得到的截面壁厚参数，得到每层经纱和纬纱排列数量，以确定变截面方法；

(4)采用提花织机，依据步骤(3)得到的经纱和纬纱的排列数量，在步骤(1)的外凸的石墨芯模上进行经纱排列，进行涡轮导叶叶身预制体织造；

(5)织造完成后，在得到的预制体两端预留经纱，得到外凸的涡轮导叶叶身预制体，之后取出外凸的石墨芯模，并将外凸的涡轮导叶叶身预制体套入内凹的石墨芯模，将外凸的涡轮导叶叶身预制体进行压缩，形成涡轮导叶叶身预制体。

在本发明的一种实施方式中，步骤(1)所述涡轮导叶内层几何尺寸具体是：变截面外形，叶身内层面内沿X方向最大长度21mm，沿Y方向最大长度40mm，面外沿Z方向最大长度70mm，中空腔体的外形与叶身外轮廓相似。

在本发明的一种实施方式中，步骤(1)所述镜像方式是对石墨芯模内凹侧进行镜像对称，在石墨芯模周长尺寸不变的条件下改变截面形状，使石墨芯模内凹侧变为外凸。

在本发明的一种实施方式中，步骤(3)所述层层角联锁结构织造中采用的纱线包括经纱(接结经纱、衬经纱)、纬纱，经纱(接结经纱、衬经纱)、纬纱采用的纱线均采用Nextel、hi-Nicalon、Tyranno、Sylramic中的一种，纱线为纤维束，细度为1～3K，进一步优选为3K。