航空发动机的复合材料叶片的成型方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机的复合材料叶片的成型方法，包括以下步骤：将碳纤维丝束展开，使用热塑性树脂泥浆浸渍展开后的碳纤维丝束，得到中间体丝束；烘干中间体丝束；采用超声振动加热的方式对中间体丝束加热，采用干铺丝的方法将加热后的中间体丝束进行逐层铺放，铺放后形成叶片预制体；在叶片预制体的外部套上碳纤维织物套，采用三维缝合的方法对碳纤维织物套与内部的叶片预制体进行边缘缝合；将缝合后的叶片预制体与碳纤维织物套放入RTM模具中，采用RTM技术将叶片预制体与碳纤维织物套闭模并固化成型，得到复合材料叶片；本发明专利技术保证了轴线纤维的比例和精准定位，从而提高了复合材料叶片的整体性和抗冲击性。

Method for forming composite material blade of aircraft engine

The invention discloses a method for forming composite blade of aero engine, which comprises the following steps: carbon fiber tow, carbon fiber tows using thermoplastic resin impregnated mud after the start of the intermediate, intermediate tow tow; drying; heating by ultrasonic vibration and heating mode of the intermediate filament by the dry method of laying wire the heating of the intermediate layer tow for placement, placement after the formation of blade preform; in the external set of blade preform carbon fiber fabric, using the method of 3D stitched edge stitching fabric sleeve blade with internal body of prefabricated carbon fiber; the blade body and after suture of prefabricated carbon fiber fabric set into the RTM mold, using RTM technology, blade preform and carbon fiber fabric and the set of closed die curing, the composite material of the invention can guarantee the blade; The ratio and location of the axis fiber are improved, so as to improve the integrity and impact resistance of the composite blade.

【技术实现步骤摘要】
航空发动机的复合材料叶片的成型方法
本专利技术属于复合材料自动化成型领域，尤其涉及一种航空发动机的复合材料叶片的成型方法。
技术介绍
树脂基复合材料耐高温能力较低，但其重量轻、比强度和比模量高、耐疲劳与耐腐蚀性好、阻尼特性好，加之可设计性强和成型工艺比较成熟，已经在航空发动机冷端部件（主要有发动机的外涵机匣、静子叶片、转子叶片包容机匣以及发动机短舱、反推力装置等部件）得到大量应用，可明显减轻发动机的重量，降低发动机的研制成本，大大地提高了发动机的性能。经历了数十年的发展，目前第四代航空发动机复合材料叶片的制造工艺主要是三维编织和RTM技术，其中RTM成形工艺具有如下优点：良好的表面质量；可以制备形状复杂、尺寸精确的制件；可以严格控制纤维体积分数；可实现结构、功能一体化，因此特别适合于发动机复合材料转子叶片的制造，可以显著降低制造成本。利用三维编织技术可以实现任意外形的叶片的预制体的成型，但是为了提高大飞机的发动机的涵道比和效率，必须采用更大尺寸的风扇，此时其离心载荷远远大于小尺寸的航空发动机复合材料风扇叶片，因此对复合材料叶片的轴向刚度和强度提出了更高的要求。采用三维编织技术无法进一步提高其轴向纤维的比例，并且三维编织中不可避免在节点处造成纤维性能的降低，容易发生损伤。因此，对于大型复合材料发动机风扇叶片的RTM成型工艺，其预制件的成型工艺有必要保证轴线纤维的比例和精准定位，并保持整体结构的损伤容限。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足提供一种航空发动机的复合材料叶片的成型方法，本航空发动机的复合材料叶片的成型方法保证了轴线纤维的比例和精准定位，提高了成型的复合材料叶片的整体性和抗冲击性。为实现上述技术目的，本专利技术采取的技术方案为：一种航空发动机的复合材料叶片的成型方法，包括以下步骤：（1）将碳纤维丝束展开，使用热塑性树脂泥浆浸渍展开后的碳纤维丝束，得到中间体丝束；（2）烘干中间体丝束；（3）采用超声振动加热的方式对中间体丝束进行加热，采用干铺丝的方法将加热后的中间体丝束进行逐层铺放，铺放后形成叶片预制体；（4）在叶片预制体的外部套上碳纤维织物套，采用三维缝合的方法对碳纤维织物套与内部的叶片预制体进行边缘缝合；（5）将缝合后的叶片预制体与碳纤维织物套放入RTM模具中，采用RTM技术将叶片预制体与碳纤维织物套闭模并固化成型，得到复合材料叶片。作为本专利技术进一步改进的技术方案，所述将碳纤维丝束展开包括将碳纤维丝束通过展纱辊展开且展开后的碳纤维丝束具有一定的宽度。作为本专利技术进一步改进的技术方案，所述烘干中间体丝束包括使用烘道将中间体丝束进行烘干。作为本专利技术进一步改进的技术方案，所述步骤（3）包括：采用超声振动加热头对中间体丝束进行加热，使用铺放压辊按照预设的轨迹将中间体丝束铺放在铺放模具的表面并逐层铺放，铺放后形成叶片预制体，从铺放模具的表面取下叶片预制体。作为本专利技术进一步改进的技术方案，所述超声振动加热头在加热时的超声振动频率为20kHz，振幅为0.15，所述铺放压辊的铺放速率为15m/min。作为本专利技术进一步改进的技术方案，所述RTM模具包括RTM阳模和RTM阴模。作为本专利技术进一步改进的技术方案，所述步骤（5）包括：将缝合后的叶片预制体与碳纤维织物套放入RTM阳模和RTM阴模之间；将RTM阳模和RTM阴模进行合模，注入环氧树脂并固化成型，脱模后得到复合材料叶片。本专利技术采用超声振动加热的方式对中间体丝束进行加热从而降低了中间体丝束中热塑性树脂的粘度，使用铺放压辊按照预设的轨迹将中间体丝束铺放在铺放模具的表面实现了中间体丝束在铺放模具上的精确定位和轴线纤维的比例，在上一层的中间体丝束的表面再逐层铺放中间体丝束也实现了精确定位和形成了很大的界面结合强度；在叶片预制体的外部套上碳纤维织物套，提高了成型后的复合材料叶片的整体性和抗冲击性，防止损伤；采用RTM技术实现复合材料叶片的成型，保证了复合材料叶片的外形几何尺寸和精度；与现有技术中的叶片相比，本专利技术采用干铺丝的方法和RTM技术结合的方式成型的复合材料叶片，在相同重量的前提下可以提高轴向强度1倍，提高模量1.5倍，从而可以制备更大尺寸的复合材料叶片，从而满足更高的涵道比的要求。附图说明图1为本专利技术的中间体丝束的制备流程结构示意图。图2为本专利技术的复合材料叶片的制备流程结构示意图。具体实施方式下面根据图1和图2对本专利技术的具体实施方式作出进一步说明：参见图1和图2，一种航空发动机的复合材料叶片的成型方法，包括以下步骤：（1）将碳纤维丝束展开，使用热塑性树脂泥浆4浸渍展开后的碳纤维丝束，得到中间体丝束9；（2）烘干中间体丝束9；（3）采用超声振动加热的方式对中间体丝束9进行加热，采用干铺丝的方法将加热后的中间体丝束9进行逐层铺放，铺放后形成叶片预制体13；（4）在叶片预制体13的外部套上碳纤维织物套14，采用三维缝合的方法对碳纤维织物套14与内部的叶片预制体13进行边缘缝合；（5）将缝合后的叶片预制体13与碳纤维织物套14放入RTM模具中，采用RTM技术将叶片预制体13与碳纤维织物套14闭模并固化成型，得到复合材料叶片。进一步地，本航空发动机的复合材料叶片的成型方法，包括以下具体的步骤：（1）参见图1，在送料辊2的作用下将碳纤维丝束从第一收卷盘1上牵引出来，使用展纱辊3将碳纤维丝束展开且展开后的碳纤维丝束具有一定的宽度，通过送料辊2使展开后的碳纤维丝束经过装满热塑性树脂泥浆4的胶槽5，其中热塑性树脂泥浆4为粉末泥浆，热塑性树脂粉末的直径控制在10µm以下，热塑性树脂泥浆4对碳纤维丝束进行浸渍，浸渍后得到含有较低树脂含量的中间体丝束9；（2）中间体丝束9在送料辊2的作用下经过烘道6，烘道6对中间体丝束9进行烘干，烘干后的中间体丝束9在送料辊2的作用下被第二收卷盘7收卷起来；（3）参见图2，完成中间体丝束9的收卷后，采用超声振动加热的方式对中间体丝束9进行加热，可以使用超声振动加热头11对中间体丝束9进行加热，在超声振动加热头11的加热作用下降低了中间体丝束9中热塑性树脂的粘度，其中超声振动加热头11在加热时的超声振动频率为20kHz，振幅为0.15，然后采用干铺丝的方法将加热后的中间体丝束9进行逐层铺放，铺放后形成叶片预制体；其中采用干铺丝的方法为：使用铺放压辊8按照预设的轨迹将加热后的中间体丝束9自动铺放在铺放模具10的表面，铺放压辊8的铺放速率为15m/min，并在上一层的中间体丝束的表面再逐层铺放中间体丝束，形成铺放中的预浸纱12，当铺放完成后，形成叶片预制体13，将叶片预制体13从铺放模具10的表面上取下；采用超声振动加热的方式和干铺丝的方法能对中间体丝束9进行精确定位从而进行精确逐层铺放，且逐层铺放的中间体丝束9具有一定的界面结合强度,其中如果叶片预制体13的材料不同，逐层铺放的中间体丝束9的层数不同；（4）在采用干铺丝的方法形成的叶片预制体13的外部套上碳纤维织物套14，碳纤维织物套14提高了叶片预制体13的整体性和抗冲击，再采用三维缝合的方法并利用封边Kevlar缝合线15对碳纤维织物套14与内部的叶片预制体13的边缘处进行封边缝合，缝合参数为Kevlar29（1500旦），缝合密度为3×3；（5）将缝合后的叶片预制体13与本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机的复合材料叶片的成型方法，其特征在于，包括以下步骤：（1）将碳纤维丝束展开，使用热塑性树脂泥浆浸渍展开后的碳纤维丝束，得到中间体丝束；（2）烘干中间体丝束；（3）采用超声振动加热的方式对中间体丝束进行加热，采用干铺丝的方法将加热后的中间体丝束进行逐层铺放，铺放后形成叶片预制体；（4）在叶片预制体的外部套上碳纤维织物套，采用三维缝合的方法对碳纤维织物套与内部的叶片预制体进行边缘缝合；（5）将缝合后的叶片预制体与碳纤维织物套放入RTM模具中，采用RTM技术将叶片预制体与碳纤维织物套闭模并固化成型，得到复合材料叶片。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机的复合材料叶片的成型方法，其特征在于，包括以下步骤：（1）将碳纤维丝束展开，使用热塑性树脂泥浆浸渍展开后的碳纤维丝束，得到中间体丝束；（2）烘干中间体丝束；（3）采用超声振动加热的方式对中间体丝束进行加热，采用干铺丝的方法将加热后的中间体丝束进行逐层铺放，铺放后形成叶片预制体；（4）在叶片预制体的外部套上碳纤维织物套，采用三维缝合的方法对碳纤维织物套与内部的叶片预制体进行边缘缝合；（5）将缝合后的叶片预制体与碳纤维织物套放入RTM模具中，采用RTM技术将叶片预制体与碳纤维织物套闭模并固化成型，得到复合材料叶片。2.根据权利要求1所述的航空发动机的复合材料叶片的成型方法，其特征在于：所述将碳纤维丝束展开包括将碳纤维丝束通过展纱辊展开且展开后的碳纤维丝束具有固定的宽度。3.根据权利要求2所述的航空发动机的复合材料叶片的成型方法，其特征在于：所述烘干中间体丝束包括使用烘道将中间体丝...

【专利技术属性】
技术研发人员：还大军，李勇，褚奇奕，肖军，齐俊伟，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32