陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制造技术

本发明专利技术涉及一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，所述整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳‑碳化硅(C/C‑SiC)陶瓷基复合材料制成；其中，所述碳纤维增强热解碳‑碳化硅陶瓷基复合材料的基体材料为热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维。本发明专利技术提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，显著提高了整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高了其耐高温性和循环寿命，从而使其能够更好的满足发动机尤其是高性能航空发动机的需求。

【技术实现步骤摘要】
陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘
本专利技术涉及发动机涡轮叶盘
，具体涉及一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘。
技术介绍
航空发动机结构设计领域的“整体叶盘”的结构出现于80年代中期，其将工作叶片和轮盘联成一体，省去了连接用的榫头、榫槽，使叶轮结构大为简化。整体叶盘结构的优点很多，例如：①比现有的焊接结构强度高、可靠性能好；②经过长时间使用不掉叶冠，涡轮效率由50％提高到70％；③使发动机的零件数目大大减少，降低成本；④消除了气流在榫头与榫槽缝隙中逸流所造成的损失，避免由于装配不当后榫头的腐蚀，特别是微动腐蚀、裂纹及锁片损坏等带来的故障。对于涡轮叶盘，目前国内制备出的多为焊接式的叶盘，如普通发动机的压气机及风扇的转子叶片均用其叶身下的榫头装于涡轮盘轮缘的榫槽中，但该类叶盘焊接口的力学性能差，容易出现断裂。与焊接式的涡轮叶盘相比，整体涡轮盘把叶片和轮盘做成一体，其无需在涡轮盘轮缘加工安装叶片的榫槽，从而可以大大减小轮缘的径向尺寸和减轻转子重量。但现阶段仅存在少数的涡轮整体叶盘,且均采用金属材料制备而成。金属整体涡轮盘存在诸多缺点，例如：目前性能最好的金属涡轮整体叶盘在受绕对称轴旋转的角速度为13200rad/s的旋转载荷下的轮盘和鼓筒连接处的最大应力高达5GPa；此外，金属涡轮整体叶盘的耐高温性和循环寿命等性能均有待提高。基于此，开发一种性能更好的整体涡轮叶盘尤为重要。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术旨在提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，以提高整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高其耐高温性和循环寿命，从而使其更好的满足发动机尤其是高性能航空发动机的需求。为此，本专利技术提供如下技术方案：第一方面，本专利技术提供一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成；其中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的基体材料为热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维。具体地，热解碳(PyC)的弹性模量为30Gpa，泊松比为0.12，密度为2.07g/cm3；碳纤维的弹性模量为220GPa，泊松比为0.12，密度为1.75g/cm3；碳化硅(SiC)的弹性模量为350Gpa，泊松比为0.2，密度为3.06g/cm3。涡轮盘作为航空发动机具有关键特性的核心部件，其质量和性能水平对于发动机和飞机的可靠性、安全寿命和性能的提高有着决定性影响。本专利技术提供的采用碳纤维增强热解碳-碳化硅(C/C-SiC)陶瓷基复合材料制成的整体涡轮叶盘，基于碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料优异的高比强度、高比模量、高热导率、高致密化强度以及低热膨胀系数等特性，将其应用于整体涡轮叶盘的制作中，可以显著提高整体涡轮叶盘的最大承载能力，同时提高其耐高温性和循环寿命，从而使本专利技术提供的整体涡轮叶盘能够更好的满足发动机尤其是高性能航空发动机的需求。在本专利技术的进一步实施方式中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料依次由碳纤维层、第一基体层和第二基体层组成；其中，第一基体层由交替沉积的热解碳层和碳化硅层组成，第二基体层为碳化硅层。选用热解碳和碳化硅组成的双元陶瓷基复合材料基体，可以使得到的整体涡轮叶盘的各方面性质更好；具体地，通过交替沉积热解碳(PyC)和碳化硅(SiC)得到第一基体层，第一基体层和第二基体层的碳化硅层得到本专利技术所需的基体；从而使本专利技术提供的整体涡轮叶盘具有更优异的力学性能，使其承载能力更强；同时，也提高了整体涡轮叶盘的循环寿命。在本专利技术的进一步实施方式中，第一基体层中，交替沉积3次，得到依次由碳纤维层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层和第二基体层碳化硅层组成的碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料；其中，各热解碳层和碳化硅层的厚度均为1μm-2μm。在本专利技术的进一步实施方式中，第一基体层与碳纤维层的厚度比为1:2。在本专利技术的进一步实施方式中，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料的碳纤维层中的碳纤维采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式。陶瓷基复合材料的碳纤维层中的碳纤维采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式，可以显著增大陶瓷基复合材料的力学性能，使得最终得到的整体涡轮叶盘在极高的轮盘转速下仍具有比较小的最大应力。应力是物体由于外因，如受力、湿度变化等因素而变形时，在物体内各部分之间产生相互作用的内力，以抵抗这种外因的作用，并力图使物体从变形后的位置回复到变形前的位置；在所考察的截面某一点单位面积上的内力。最大应力越小，则可以在某种程度上说明该物质潜在的承载能力越强。更进一步地，本专利技术得到的整体涡轮叶盘在轮盘转速高达14460rad/s时，轮盘和鼓筒连接处的最大应力远远小于现有技术中性能最好的金属整体涡轮叶盘在角速度为13200rad/s的旋转载荷下的最大应力。在本专利技术的进一步实施方式中，整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式。申请人通过大量实验发现：对于整体涡轮叶盘来说，叶片和盘体连接处承受的最大应力较整体涡轮叶盘其他部位的大，即整体涡轮叶盘的最大应力出现在叶片和盘体的连接处，即此处为整体涡轮叶盘在承重时的危险点，因此，在该连接处采用四方排布的碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料，可以更显著的提高整体涡轮叶盘的承载能力，从而使其性能更好，更能满足高性能航空发动机的需求。在本专利技术的进一步实施方式中，整体涡轮叶盘中叶片和盘体的连接处采用四方排布、六方排布或三角四方交替排布的纤维排布方式；优选采用四方排布的纤维排布方式。当碳纤维采用四方排布的纤维排布方式时，得到的整体涡轮叶盘在设定的旋转载荷下最大应力值最小，从而使得采用该排布方式得到的整体涡轮叶盘的承载能力更强。在本专利技术的进一步实施方式中，整体涡轮叶盘的耐热温度大于等于1600℃，循环寿命大于等于15000次。采用本专利技术提供的陶瓷基复合材料制备得到的整体涡轮叶盘，其长期使用的耐高温范围高达大于等于1600℃，相比传统的合金整体涡轮叶盘，其长期使用的耐高温范围仅为700℃-800℃，由此可见，本专利技术提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘具有优异的耐高温性能；此外，本专利技术提供的陶瓷基复合材料制备得到的整体涡轮叶盘，其循环寿命高达大于等于15000次。第二方面，陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘在发动机尤其是航空发动机中的应用。将本专利技术提供的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘应用于发动机尤其是航空发动机中，可以显著提高发动机尤其是航空发动机的承重能力、耐高温性能和循环寿命等。第三方面，碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料在制备整体涡轮叶盘中的应用。附图说明图1为本专利技术实施例中的整体涡轮叶盘模型示意图；图2为本专利技术实施例中的整体涡轮叶盘模型划分网格后的示意图；图3为本专利技术实施例中的整体涡轮叶盘模型施加旋转载荷并设置边界条件后的示意图；图4为本专利技术实施例中的整体涡轮叶盘模型的等效应力分布图；图5为本专利技术实施例中的四方排布下的模型示意图；图6为本专利技术实施例中的四方排布下的模型划分网格后的示意图；图7为本专利技术实施例中的四方排布下的模型施加旋转载荷并设置边界条件后的示意图；图8为本专利技术实施例中四方排布下的模型的等效应力分布图；图9为本专利技术实施例中的三角四方交替排布下的模型示本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：所述整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳‑碳化硅陶瓷基复合材料制成；其中，所述碳纤维增强热解碳‑碳化硅陶瓷基复合材料中的基体材料选用热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维。

【技术特征摘要】
1.一种陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：所述整体涡轮叶盘由碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料制成；其中，所述碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料中的基体材料选用热解碳和碳化硅，纤维材料选用碳纤维。2.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：所述碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料依次由碳纤维层、第一基体层和第二基体层组成；其中，所述第一基体层由交替沉积的热解碳层和碳化硅层组成，所述第二基体层为碳化硅层。3.根据权利要求2所述的陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘，其特征在于：所述第一基体层中，交替沉积3次，得到依次由碳纤维层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层、热解碳层、碳化硅层和第二基体层碳化硅层组成的碳纤维增强热解碳-碳化硅陶瓷基复合材料；其中，各所述热解碳层和碳化硅层的厚度均为1μm-2μm。4.根据权利要求3所述的陶瓷基复合材...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗瑞盈，邓楚燕，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11