基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法技术

本发明专利技术公开了一种基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法，用于解决现有整体涡轮叶盘制备方法实用性差的技术问题。技术方案是首先采用平面极坐标织造方法制备涡轮叶盘预制体单元层，使得经向和纬向两个主应力方向上有连续SiC纤维，然后采用Z向穿刺、缝合和模压，完成预制体定型，再利用化学气相渗透法在预制体的SiC纤维表面制备BN界面层，采用化学气相渗透工艺对涡轮盘预制体预致密化，在多轴数控机床上采用立方氮化硼或金刚石特种刀具涡轮盘叶片进行加工，最后制备防氧化涂层。由于预制体经向和纬向两个主应力方向上有连续SiC纤维，提高了整体涡轮叶盘的承载性能，缩短了整体涡轮叶盘的制备周期，实用性好。

Fabrication Method of Integrated Turbine Blade Disk Based on SiC Fiber Ceramic Matrix Composites

The invention discloses a preparation method of integral turbine blade disc based on SiC fiber ceramic matrix composite material, which is used to solve the technical problem of poor practicability of the existing preparation method of integral turbine blade disc. The technical scheme is to fabricate the prefabricated unit layer of turbine blade disc by plane polar coordinate weaving method, so that there are continuous SiC fibers in warp and weft directions of principal stress. Then the prefabricated body is finalized by Z-direction puncture, stitching and moulding. The BN interfacial layer is prepared on the surface of prefabricated SiC fibers by chemical vapor infiltration method. Chemical vapor infiltration process is used to fabricate the interface layer of turbine disc. The preform is pre-densified. Cubic boron nitride or special diamond cutting tools are used to process turbine disk blades on multi-axis CNC machine tools. Finally, the anti-oxidation coating is prepared. Due to the continuous SiC fibers in the meridional and zonal principal stress directions of prefabricated body, the bearing capacity of the integral turbine blade disc is improved, the preparation period of the integral turbine blade disc is shortened, and the practicability is good.

【技术实现步骤摘要】
基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法
本专利技术涉及一种整体涡轮叶盘制备方法，特别涉及一种基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法。
技术介绍
文献1“NakamuraT,OkaT,ImanariK,etal.DevelopmentofCMCturbinepartsforaeroengines[J].IHIEngineeringReview,2014,47(1):29-32.”研究认为：陶瓷基复合材料具有低密度、高比强度、高比刚度、高硬度、高耐磨性、使用温度高以及导热系数大、热膨胀系数小、抗氧化能力强、吸振性能好等优点，在航空发动机热端部件上的应用潜力巨大。随着高性能飞行器技术发展，对航空发动机的燃油效率、涡轮温度、使用寿命等提出了更高的需求；常规高温合金涡轮叶盘在耐温性能、高温强度、疲劳寿命等方面逐渐逼近其应用极限，而且在合金成分、涡轮结构优化等方面的空间逐步缩小，性能提升难度和复杂度巨大，严重制约未来高性能飞行器发展和技术进步。文献2“专利公布号是CN106968716A的中国专利技术专利”公开了一种碳纤维增强热解碳-碳化硅(C/C-SiC)整体涡轮叶盘制备方法。该方法中涡轮盘采用碳纤维预制体，纤维铺层采用四方排布、六方排布或三角四方交替纤维排布方式；所述整体涡轮叶盘的第一基体层是交替沉积的热解碳和SiC薄层，第二基体是SiC材料基体层。所制备的整体叶盘密度2.12g/cm3，弹性模量101.7GPa，泊松比0.12。文献3“先进涡轮盘结构强度对比分析[J].栾永先.航空发动机,2013,39(03):41-45.”公开了一种涡轮叶盘。所公开的涡轮叶盘的经向和环向方向上应力水平高，采用复合材料有利于发挥结构/功能一体化设计功能，提升涡轮叶盘性能。然而常规四方排布、六方排布或三角四方交替排布的复合材料纤维排布方式，显然不能满足涡轮盘经向和环向“路径”上高承载应力需求，制约着复合材料整体涡轮叶盘性能的发挥。另外，碳材料在无氧环境中耐温性能突出，然而在有氧环境温度大于400℃时就开始持续氧化。涡轮叶盘若采用碳纤维和热解碳作为增强体和界面材料，显然不能满足长寿命使用要求。
技术实现思路
为了克服现有整体涡轮叶盘制备方法实用性差的不足，本专利技术提供一种基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法。该方法首先采用平面极坐标织造方法制备涡轮叶盘预制体单元层，使得经向和纬向两个主应力方向上有连续SiC纤维，然后采用Z向穿刺、缝合和模压，完成预制体定型，再利用化学气相渗透法在预制体的SiC纤维表面制备BN界面层，采用化学气相渗透工艺对涡轮盘预制体预致密化，在多轴数控机床上采用立方氮化硼或金刚石特种刀具涡轮盘叶片进行加工，最后制备防氧化涂层。由于预制体经向和纬向两个主应力方向上有连续SiC纤维，可显著提高整体涡轮叶盘承载性能。采用CVI或PIP，以及CVI结合PIP工艺能够实现SiC/SiC整体涡轮叶盘的快速、高密度制备，可缩短制备周期，实用性好。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案：一种基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法，其特点是包括以下步骤：步骤一、采用平面极坐标织造方法制备SiC纤维整体涡轮叶盘预制体单元层。经向SiC纤维以极坐标原点为圆心，等角度间隔，顺时针射线状圆形排布；纬向SiC纤维以交织方式，从圆心最内圈开始，沿周向一圈一圈逐渐向外圈缠绕；随着纬向SiC纤维环数增加，两根经向SiC纤维之间均匀加纱，使得局部经向和纬向SiC纤维体积分数一致，直至完成所需直径的预制体单元层，预制体单元层厚度0.2～0.5mm，SiC纤维体积分数控制在30％～50％。步骤二、以预制体单元层的圆心为定位基准，将预制体单元层平铺、堆叠，上下层的经向SiC纤维交错叠压，厚度超过整体涡轮叶盘设计厚度2～5mm后终止叠层；然后Z向穿刺、缝合和模压，形成整体涡轮叶盘预制体毛坯，预制体毛坯的平面度和平行度小于等于1/500mm，完成整体涡轮叶盘预制体定型。Z向穿刺采用SiC或Si3N4纤维。步骤三、利用化学气相渗透法在整体涡轮叶盘预制体的SiC纤维表面制备BN界面层。将整体涡轮叶盘预制体放置于沉积炉内，保持真空度10-3Pa，升温至1000～1200℃；NH3作为氮源，BCl3提供硼源，H2为稀释气体，NH3、BCl3和H2的体积流量分别为500ml/min、1000ml/min和2000ml/min，沉积时间20～30h，沉积的BN厚度范围是50～100μm。步骤四、采用化学气相渗透工艺对整体涡轮叶盘预制体预致密化。沉积炉内气压保持在10-2Pa，三氯甲基硅烷作为SiC前驱体，H2和Ar为稀释气体，H2:Ar的体积混合比为10:1，混合气体流量为1000～1500ml/min，通过鼓泡方式将三氯甲基硅烷气体导入炉内反应区，炉内温度1000～1100℃，沉积时间40～80h。步骤五、当整体涡轮叶盘的密度≥1.5g/cm3以后，通过聚合物浸渍裂解工艺对整体涡轮叶盘快速致密化。将整体涡轮叶盘浸渍到聚碳硅烷溶液中，保持真空度10-2Pa20～30min；然后执行高温裂解，裂解温度700～1000℃，裂解时间60～200min。步骤六、当整体涡轮叶盘密度≥2.0g/cm3以后，在多轴数控机床上采用立方氮化硼或者金刚石刀具加工整体涡轮盘叶片，进给量保持0.3-0.5mm/r，设备主轴转速1000-5000转/min。步骤七、重复步骤五，当整体涡轮叶盘密度≥2.5g/cm3后重复步骤四，在整体涡轮叶盘表面沉积60～100μm的SiC防氧化涂层，完成SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备。本专利技术的有益效果是：该方法首先采用平面极坐标织造方法制备涡轮叶盘预制体单元层，使得经向和纬向两个主应力方向上有连续SiC纤维，然后采用Z向穿刺、缝合和模压，完成预制体定型，再利用化学气相渗透法在预制体的SiC纤维表面制备BN界面层，采用化学气相渗透工艺对涡轮盘预制体预致密化，在多轴数控机床上采用立方氮化硼或金刚石特种刀具对涡轮盘叶片进行加工，最后制备防氧化涂层。由于预制体经向和纬向两个主应力方向上有连续SiC纤维，显著提高了整体涡轮叶盘承载性能。采用CVI或PIP，以及CVI结合PIP工艺实现SiC/SiC整体涡轮叶盘的快速、高密度制备，且缩短了制备周期，实用性好。下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作详细说明。附图说明图1是本专利技术基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法的流程图。具体实施方式以下实施例参照图1。实施例1：(1)以SiC纤维为原料，以极坐标原点为圆心将经向SiC纤维依次等角度间隔放置，最终形成一个圆形经向纤维排布，每根经向纤维的末端通过弹性引线固定在环形工装上，经向纤维排布密度根据目标载荷设计。从圆心开始，纬向SiC纤维与两束相邻经向纤维上下交织，沿周向一圈一圈连续向外圈缠绕，纬向纤维缠绕密度根据目标载荷设计。随着纬向纤维环数增加，两根经向纤维的夹角逐渐增大，在两根相邻经向纤维夹角处均匀加纱，以保证经向和纬向纤维在织物局部的体积分数一致，直至织造完所需直径圆形织物。根据纤维体积分数的差异，极性编织织物单层厚度为0.3mm。SiC纤维体积分数控制在40％。(2)以极性编织织物单元层圆心为中心，将单元层织物平铺本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、采用平面极坐标织造方法制备SiC纤维整体涡轮叶盘预制体单元层；经向SiC纤维以极坐标原点为圆心，等角度间隔，顺时针射线状圆形排布；纬向SiC纤维以交织方式，从圆心最内圈开始，沿周向一圈一圈逐渐向外圈缠绕；随着纬向SiC纤维环数增加，两根经向SiC纤维之间均匀加纱，使得局部经向和纬向SiC纤维体积分数一致，直至完成所需直径的预制体单元层，预制体单元层厚度0.2～0.5mm，SiC纤维体积分数控制在30％～50％；步骤二、以预制体单元层的圆心为定位基准，将预制体单元层平铺、堆叠，上下层的经向SiC纤维交错叠压，厚度超过整体涡轮叶盘设计厚度2～5mm后终止叠层；然后Z向穿刺、缝合和模压，形成整体涡轮叶盘预制体毛坯，预制体毛坯的平面度和平行度小于等于1/500mm，完成整体涡轮叶盘预制体定型；Z向穿刺采用SiC或Si3N4纤维；步骤三、利用化学气相渗透法在整体涡轮叶盘预制体的SiC纤维表面制备BN界面层；将整体涡轮叶盘预制体放置于沉积炉内，保持真空度10

【技术特征摘要】
1.一种基于SiC纤维陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘制备方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、采用平面极坐标织造方法制备SiC纤维整体涡轮叶盘预制体单元层；经向SiC纤维以极坐标原点为圆心，等角度间隔，顺时针射线状圆形排布；纬向SiC纤维以交织方式，从圆心最内圈开始，沿周向一圈一圈逐渐向外圈缠绕；随着纬向SiC纤维环数增加，两根经向SiC纤维之间均匀加纱，使得局部经向和纬向SiC纤维体积分数一致，直至完成所需直径的预制体单元层，预制体单元层厚度0.2～0.5mm，SiC纤维体积分数控制在30％～50％；步骤二、以预制体单元层的圆心为定位基准，将预制体单元层平铺、堆叠，上下层的经向SiC纤维交错叠压，厚度超过整体涡轮叶盘设计厚度2～5mm后终止叠层；然后Z向穿刺、缝合和模压，形成整体涡轮叶盘预制体毛坯，预制体毛坯的平面度和平行度小于等于1/500mm，完成整体涡轮叶盘预制体定型；Z向穿刺采用SiC或Si3N4纤维；步骤三、利用化学气相渗透法在整体涡轮叶盘预制体的SiC纤维表面制备BN界面层；将整体涡轮叶盘预制体放置于沉积炉内，保持真空度10-3Pa，升温至1000～1200℃；NH3作为氮源，BCl3提供硼源，H2为稀释气体，NH3、BCl3和H2的体积流...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘持栋，刘小冲，刘永胜，董宁，孙肖坤，刘小瀛，陈博，成来飞，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61