[发明专利]航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型

权利要求书

1.一种航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，包括n块叶身(1)、固定在n块叶身(1)顶部的上缘板组件(2)以及固定在n块叶身(1)底部的下缘板，其特征在于：还包括限位铆钉(4)、铆接铆钉(5)及限位台(6)；其中n为大于等于1的正整数；

所述叶身(1)包括叶身本体及设置在叶身本体上端面的限位板(7)，所述限位板(7)与叶身本体一体设置；沿限位板(7)侧壁开设贯穿限位板(7)的限位孔(8)；

所述上缘板组件(2)包括上缘板主体(3)与安装板(9)；

所述上缘板主体(3)上开有n个限位缺口(21)；所述限位缺口(21)的形状与限位板(7)上端面形状匹配；

各个限位板(7)穿过相应的限位缺口(21)；所述限位台(6)置于上缘板主体(3)上并紧贴限位板(7)；所述限位铆钉(4)穿过限位孔(8)，插入限位台(6)内；

所述安装板(9)覆盖在上缘板主体(3)的上表面，并通过铆接铆钉(5)将安装板(9)固定在上缘板主体(3)上表面上；所述安装板(9)用于与外机匣的安装及定位；

所述叶身(1)、上缘板主体(3)、安装板(9)、限位铆钉(4)、铆接铆钉(5)及限位台(6)的材料均为陶瓷基复合材料；

导向器叶片结构整体沉积SiC陶瓷基体；使得限位铆钉(4)与限位板(7)及限位台(6)的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体；铆接铆钉(5)与安装板(9)的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体。

2.根据权利要求1所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，其特征在于：所述叶身本体包括第一曲面叶身(11)、第二曲面叶身(12)与第三曲面叶身(13)，所述第一曲面叶身(11)与第二曲面叶身(12)通过第三曲面叶身(13)过渡连接，且均为一体设置；

所述限位板(7)为两个，分别设置在第一曲面叶身(11)与第二曲面叶身(12)的上端面上，且分别与第一曲面叶身(11)及第二曲面叶身(12)共面；

两块限位板(7)穿过相应的限位缺口(21)，与上缘板上表面构成限位台(6)的容纳空间；所述限位台(6)的形状与容纳空间形状匹配，限位台(6)紧贴两块限位板(7)及上缘板上表面置于所述容纳空间内。

3.根据权利要求2所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，其特征在于：所述n等于3，即叶片为三联导向叶片；

上缘板上还开设三个叶身缺口(22)，三联导向叶片的部分凸起穿过相应的叶身缺口(22)。

4.根据权利要求3所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，其特征在于：每个限位板(7)上开设两个限位孔(8)。

5.根据权利要求3所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，其特征在于：所述安装板(9)上开有多处镂空部位，且在每个叶身对应位置处开设孔(91)，用于与外机匣的安装定位。

6.根据权利要求1-5任一所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构，其特征在于：陶瓷基复合材料由多层平纹布堆叠；所述叶身(1)、上缘板主体(3)、限位铆钉(4)、安装板(9)、铆接铆钉(5)及限位台(6)均沿纤维布堆叠方向切割而成。

7.一种权利要求1所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、利用陶瓷基复合材料制备叶身(1)、上缘板主体(3)、限位铆钉(4)、安装板(9)、铆接铆钉(5)及限位台(6)；

步骤二、将叶身(1)上的限位板(7)插入上缘板主体(3)上的限位缺口(21)，然后将限位铆钉(4)穿过限位孔(8)插入限位台(6)内，实现对上缘板主体(3)的定位；

步骤三、将步骤二定位成型的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体完成限位铆钉(4)及限位台(6)的固定；

步骤四、将安装板(9)覆盖在上缘板主体(3)的上表面，并通过铆接铆钉(5)锁定；

步骤五、将步骤四成型的产品置于化学气相沉积炉内，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体。