[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

说明书

本发明属于航空发动机固定导向器制备技术领域，涉及一种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。克服现有CMC导向器叶片预制体设计不合理、叶根强度差的结构缺陷，采用集成装配方式制备涡轮导向器叶片包括多级导向叶片，零件采用铆接方式集成装配，装配结构采用SiC陶瓷基体实现“焊接”；且充分利用上缘板与外机匣之间的有效空间，通过限位铆钉及限位台对叶身与上缘板进行安装定位，采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体，完成集成制备。此结构让复杂的SiC/SiC多联高压导向叶片有了很好的工艺性，缘板与叶片的制备更简单，安装更可靠，最终产品尺寸精度更容易保证。此结构可以充分应用在中大型发动机及五代机上。

技术领域

本发明涉及一种固定导向器叶片结构与成型，特别涉及一种航空发动机用陶瓷基复合材料固定导向器叶片装配结构和成型方法，属于航空发动机固定导向器制备技术领域。

背景技术

军民用航空器对高性能航空发动机的需求日益迫切，提高发动机的性能主要有两种途径，其一是提高压气机的增压比，其二是提高涡轮进口燃气温度。随着涡轮进口燃气温度的提高，发动机高温部件需承受更大的热负荷。发达国家现役推重比为10的发动机涡轮前燃气温度达到1850～1950K，可以比上一代航空发动机多产生一倍多推力；未来第五代航空发动机的推重比将高达15～20左右，涡轮前燃气温度将高达2200～2400K，这已经远远超出目前涡轮和涡轮前端构件材料的耐热极限。

陶瓷基复合材料(CMC)相比高温合金，能够承受更高温度，可显著减少冷却气流；而且高温工况下的强度高，模量高，阻尼性能好，抗冲击性能优异，使用寿命长；同时CMC材料的密度为2.0～2.5g/cm³，仅为高温合金的1/4～1/3，又可大大减轻结构质量，简单替换即可提升发动机推重比；因此CMC材料已成为先进发动机热端部件最有潜力的替代与升级材料，在发动机热端静止和转子部件上应用潜力巨大。

航空发动机的涡轮导向器位于涡轮转子前端，温度环境相对更加严酷。文献“Halbig M,Jaskowiak M,Kiser J,et al.Evaluation of ceramic matrix compositetechnology for aircraft turbine engine applications:51st AIAA AerospaceSciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition,2013[C].”对包括高压涡轮叶片在内的复杂部件的可制造性进行了验证，在模拟发动机工作条件下对其性能和耐久性进行了评估。

文献“Takashi A,Takeshi N,Kooun T,et al.Research of CMC Application toTurbine Components[J].IHI Engineering Review,2005,38(2):58-62.”公开报道了日本IHI公司研制的CMC低压涡轮导向器叶片。该叶片预制体是由上缘板预制体、叶身预制体和下缘板预制体3部分缝合组成，缝合纤维集中在上、下缘板与叶身垂直相交形成的叶根位置，服役状态下叶根是工况应力最集中的位置，然而叶身与上、下缘板的夹角约为90°，后续叶片成型过程会把缝合纤维大量切断，破坏纤维连续性，从而削弱导向器叶根部的结构强度，制约CMC固定导向器性能发挥，影响CMC叶片的服役强度和可靠性。

发明内容

为克服现有CMC导向器叶片预制体设计不合理、叶根强度差的结构缺陷，本发明提供一种新型陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型方法。

本发明的技术解决方案是提供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、固定在n块叶身顶部的上缘板组件以及固定在n块叶身底部的下缘板，其特殊之处在于：还包括限位铆钉、铆接铆钉及限位台；其中n为大于等于1的正整数；

上述叶身包括叶身本体及设置在叶身本体上端面的限位板，上述限位板与叶身本体一体设置；沿限位板侧壁开设贯穿限位板的限位孔；