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

本发明专利技术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，首先极性编织碳化硅纤维布；然后进行热压‑铺缝处理，获得涡轮整体叶盘预制件；再进行化学气相沉积处理，引入界面层；对涡轮整体叶盘预制件的部分致密化处理；超声切割方式去除余量；再对涡轮整体叶盘预制件进行完全致密化处理；采用激光加工方式进行产品精加工；最后在产品表面沉积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；经本发明专利技术制备得到的涡轮整体叶盘具有无残余应力、均质、耐高温的优势，同时采用插径线法可以显著提高涡轮整体叶盘的承载能力，不仅能够适用于高温恶劣的使用环境，而且可以有效延长使用寿命。

A Method for Preparing High Temperature Resistant SiCf/SiC Turbine Whole Blade Disk without Residual Stress

【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叶盘的应用领域。另外，涡轮整体叶盘在工作时会高速运转，通过单一的致密化工艺很难保证涡轮整体叶盘的质量均匀，而质量不均会使叶盘运转时发生抖动，不仅影响涡轮叶盘的使用寿命，而且对航空作业的运行安全带来隐患；同时采用整体叶盘制备方案，进行传统磨削加工，加工后，复合材料残余应力大，形成微裂纹，会严重缩短涡轮叶盘的使用寿命。
技术实现思路
针对现有技术存在的上述问题，本申请提供了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。本专利技术的技术方案如下：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，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。本专利技术所述步骤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。本专利技术所述步骤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。本专利技术所述步骤3)中的界面层为PyC、SiC、B4C、ZrC、HfC、TaC、Si3N4、BN中的一种或多种。本专利技术所述步骤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500～1400℃，沉积压力为0.5～12KPa，沉积时间为60～600min，沉积的界面层厚度为100nm～2μm。本专利技术所述前驱体为甲烷、三氯甲基硅烷、氯化硼、氯化锆、氯化钽、氯化硅、卤化硼、氨气中的一种或几种。本专利技术所述步骤4)以聚碳硅烷与高温陶瓷相为先驱体的浸渍-裂解工艺具体为：设备为真空高温裂解炉，其先驱体为聚碳硅烷与高温陶瓷相的混合物，氩气为保护气体，压力为0.5bar～常压，温度为900℃～1250℃，裂解时间为300min～480min。本专利技术所述步骤4)反应溶体浸渗工艺具体为熔融渗硅工艺：设备为真空高温气氛沉积炉和真空高温渗硅炉，首先进行化学气相沉积，甲烷或丙烯为前驱体，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900～1200℃，沉积压力为0.5～5KPa，沉积时间为300～6000min，沉积的碳基体含量为20％-60％；然后进行真空渗硅，纯硅粉或硅合金为硅源，氩气为稀释气体，沉积温度为1300～1900℃，沉积压力为2Pa～常压，渗硅时间为30～600min，沉积后预制体的密度为2.2～2.7g/cm3。本专利技术所述步骤4)化学气相渗透工艺具体为：三氯甲基硅烷为前驱体，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800～1400℃，沉积压力为0.2～8KPa，沉积时间为600～6000min，沉积后预制体的密度为2.0～2.7g/cm3。本专利技术所述步骤6)以聚碳硅烷为先驱体的浸渍-裂解工艺具体为：设备为真空高温裂解炉，其先驱体为聚碳硅烷，氩气为保护气体，压力为常压，温度为1000℃～1250℃，裂解时间为300min～480min。本专利技术有益的技术效果在于：(1)本专利技术的涡轮整体叶盘由碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料组成；其中，纤维选用碳化硅纤维，界面层为PyC、SiC、B4C、ZrC、HfC、TaC、Si3N4、BN中的一种或多种，基体为碳化硅，涂层为陶瓷涂层，基于碳化硅材料所具有的高比强度、耐高温、抗氧化以及低热膨胀系数等优异性能，将其应用于整体涡轮叶盘的制备中，可以显著提高涡轮整体叶盘的承载能力，以及使用环境，从而使本专利技术制得的整体叶盘能够更好的满足发动机的需求；(2)本专利技术采用极性编织的方式，将径线延半径方向拉直排布，纬线延周向方向拉直排布，由于整体叶盘是由一种对称结构，其受力是沿着半径方向均匀分布，采用极性编织，可使得材料的力学分布是沿着半径均匀分布，从而使其性能更好，更能满足发动机的应用需求；(3)本专利技术在极性编织的过程中，采用了插径线法，即在延半径方向的拉直径线间再插入短径线，申请人经过大量实验发现：整理叶盘的危险处为叶根处(叶盘与叶片连接处)、盘心、螺栓孔处；采用插径线法，能够提高该处的纤维体积含量，进而提高该处的力学强度，从而提高了整体叶盘的承载能力；(4)本专利技术的热压-铺缝处理通过自动、精密仪器进行，使得在获得三维预制体的同时，延厚度方向，纤维布间的距离达到最低，且纤维布都保持平整性，这样既提高了纤维体积含量，还保证了纤维的分布均匀性，不仅利于涡轮叶盘力学性能的大大提高，提高了整体叶盘的承载能力，而且还能避免涡轮叶盘在高速运转中发生抖动，能够有效延长涡轮叶盘的使用寿命；(5)本专利技术在制备碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料整体叶盘的过程中，在纤维与基体之间引入多层界面层，使得纤维与基体不会融为一体，层次分明的纤维-界面层-基体结构能够吸收裂纹扩散所需要的能量，有效提高了复合材料的力学强度；同时陶瓷界面层的存在，能够保护纤维遭受氧气、水蒸气、酸等的腐蚀，从而提高使用温度与使用环境；(6)本专利技术在制备碳化硅基体的过程中，联合采用了先驱体浸渍-裂本文档来自技高网...

【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。

【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