【技术实现步骤摘要】
一种无残余应力均质耐高温型SiCf/SiC涡轮整体叶盘的制备方法
本专利技术涉及涡轮整体叶盘领域，具体涉及一种无残余应力均质耐高温型SiCf/SiC涡轮整体叶盘的制备方法。
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20世纪80年代中期，其将工作叶片与轮盘联成一体，省去了联结用的榫头、榫槽，使叶轮结构大为简化。整体叶盘的优点有很多，例如：(1)比现有的焊接强度高、可靠性能好；(2)零件数目大大降低，降低了成本；(3)消除了气流在榫槽与榫槽缝隙中造成的损失，避免了由于装配不当造成的榫头微动腐蚀，使得零件失效。对于整体叶盘的制备，国内目前采用的大都是金属材料制备的整体叶盘，而专利号为“201910139569.9”的专利公开了采用极性编织法制备涡轮整体叶盘，通过径向和纬向两个主应力方向上设置连续SiC纤维，显著提高了整体涡轮叶盘承载性能，但专利中没有对叶盘的危险处，采用相应的增强措施，不利于涡轮整体叶盘的承载能力的提高和寿命的延长，而且涡轮叶盘的工作环境以及运作方式决定了涡轮叶盘材质的耐高温性，仅通过SiC纤维增强陶瓷基得到耐高温程度还不能完全覆盖涡轮...
【技术保护点】
1.一种无残余应力均质耐高温型SiCf/SiC涡轮整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述制备方法包含以下步骤：1)极性编织碳化硅纤维布；2)将步骤1)中编织的若干碳化硅纤维布进行热压‑铺缝处理，获得涡轮整体叶盘预制件；3)对步骤2)的涡轮整体叶盘预制件进行化学气相沉积处理，引入界面层；4)将步骤3)处理的涡轮整体叶盘预制件进行多次以聚碳硅烷与高温陶瓷相为先驱体的浸渍‑裂解工艺、反应溶体浸渗工艺及化学气相渗透工艺处理，完成涡轮整体叶盘预制件的部分致密化；5)将步骤4)得到的产品采用超声切割方式去除余量；6)将步骤5)制备的产品采用以聚碳硅烷为先驱体的浸渍‑裂解工艺或反应溶体浸渗...
【技术特征摘要】
1.一种无残余应力均质耐高温型SiCf/SiC涡轮整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述制备方法包含以下步骤：1)极性编织碳化硅纤维布；2)将步骤1)中编织的若干碳化硅纤维布进行热压-铺缝处理，获得涡轮整体叶盘预制件；3)对步骤2)的涡轮整体叶盘预制件进行化学气相沉积处理，引入界面层；4)将步骤3)处理的涡轮整体叶盘预制件进行多次以聚碳硅烷与高温陶瓷相为先驱体的浸渍-裂解工艺、反应溶体浸渗工艺及化学气相渗透工艺处理，完成涡轮整体叶盘预制件的部分致密化；5)将步骤4)得到的产品采用超声切割方式去除余量；6)将步骤5)制备的产品采用以聚碳硅烷为先驱体的浸渍-裂解工艺或反应溶体浸渗工艺或化学气相渗透工艺中的一种或两种进行处理，完成涡轮整体叶盘预制件的完全致密化，即得到均质的涡轮整体叶盘复合材料；7)将步骤6)制备的产品采用激光加工方式进行产品精加工，即得到几乎无残余应力的涡轮整体叶盘复合材料；8)将步骤7)制备的产品表面沉积50～200μm的陶瓷组合耐高温涂层，即得到无残余应力均质耐高温的涡轮整体叶盘成品。2.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述步骤1)的极性编织中采用插径线法，即在延半径方向的拉直径线间再插入短径线。3.根据权利要求2所述的制备方法，其特征在于，所述步骤2)的热压-铺缝处理具体为：热压压力为5～20MPa，偶联剂为聚碳硅烷，热压温度为200～500℃，时间为100～300min；将预制体进行热压成型，缩小缝合孔径，采用聚碳硅烷浸渍填充缩小缝合孔径。4.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述步骤3)中的界面层为PyC、SiC、B4C、ZrC、HfC、TaC、Si3N4、BN中的一种或多种。5.根据权利要求1所述的制备方法，其特征在于，所述步骤3)的化学气相沉淀工艺具体为：根据引入的界面层选择前驱体，氢气为反应气体，氩气为稀释气体，通过鼓泡法将气体引入到化学气相沉积炉中，沉积温度为500～14...
【专利技术属性】
技术研发人员：阳海棠，黄小忠，许慎微，
申请(专利权)人：中南大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43
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