航空发动机的铝基复合材料增压级整体叶环结构及其制备方法技术

本发明专利技术涉及一种航空发动机的铝基复合材料增压级整体叶环结构及其制备方法，增压级整体叶环结构包括一体成型的增压级静子叶片、内环和机匣，增压级静子叶片、内环和机匣均由碳化硅颗粒增强铝基复合材料制成，制备方法包括粉末冶金法制备复合材料坯锭、等温锻造成型锻饼、环轧成型环件、整体叶环的热处理和机加工等步骤。本发明专利技术将铝基复合材料应用于大涵道比涡扇航空发动机的增压级整体叶环，实现发动机减重。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机的铝基复合材料增压级整体叶环结构及其制备方法
本专利技术涉及航空发动机
，特别涉及一种航空发动机的铝基复合材料增压级整体叶环结构及其制备方法。
技术介绍
航空发动机，尤其是大涵道比商用航空发动机，除了高性能、高可靠性和长寿命的要求，对低排放、低噪音和低成本的要求越来越高，而降低排放和成本以及减少噪音的一个重要途径就是减轻发动机的重量。商发航空发动机中增压级第一级静子叶片及其内环的工作温度都在150℃以下，目前主要是采用17-4PH不锈钢或TC4钛合金制造。钛合金作为比强度高的材料被广泛的应用于增压级部件转静子的设计中，但这样存在着产生钛火的风险；采用不锈钢设计又对发动机的减重不利。
技术实现思路
本专利技术的目的是为解决以上问题，本专利技术提供一种航空发动机的铝基复合材料增压级整体叶环结构及其制备方法。根据本专利技术的一个方面提供一种航空发动机的增压级整体叶环结构，包括一体成型的增压级静子叶片、内环和机匣，增压级静子叶片、内环和机匣均由碳化硅颗粒增强铝基复合材料制成。其中，碳化硅颗粒增强铝基复合材料中，碳化硅颗粒的粒度为1～15μm，且在复合材料中的体积百分比为10％～20％。其中，碳化硅颗粒增强铝基复合材料由碳化硅颗粒和铝合金粉末制成，铝合金粉末的粒度为10～20μm。根据本专利技术的另一方面，提供该铝基复合材料增压级整体叶环结构的制备方法，包括以下步骤：采用粉末冶金法制备碳化硅颗粒增强铝基复合材料坯锭；将坯锭进行等温锻造，成型为复合材料锻饼；将复合材料锻饼环轧成型为增压级整体叶环；将增压级整体叶环进行固溶时效强化热处理；将热处理后的增压级整体叶环进行机加工，制成增压级整体叶环结构。其中，将碳化硅颗粒和铝合金粉末混合均匀；将均匀混合的碳化硅颗粒和铝合金混合粉末封装于柔性包套中，进行冷等静压成型；将冷等静压成型的坯锭封装入金属包套中，进行高温真空除气处理；将高温真空除气处理后的坯锭进行热等静压致密化。其中，高温真空除气处理步骤中，加热温度为550～650℃，金属包套内部真空度不低于5×10-2Pa。其中，热等静压致密化的步骤中，热压温度为550～600℃，保温时间不小于2h，压强不小于80MPa。其中，等温锻造步骤中，始锻温度450～480℃，终锻温度不低于350℃，锻造速度0.1～2mm/s，道次变形量不超过30％，总变形量大于50％。其中，环轧成型步骤中，环轧初始温度为450～480℃，终轧温度不低于350℃，道次变形量为15％～20％。其中，固溶时效处理步骤中，固溶温度为480～500℃，保温时间3～4小时，淬水水温不超过40℃，在室温下自然时效96小时。本专利技术中，高温真空除气条件有利于后续热等静压工序实现完全致密化，如果真空度低，则热等静压后坯锭致密度不能达到100％。高温真空除气和热等静压可实现坯锭完全致密化，并获得良好的增强体颗粒-铝基体界面结合，从而提高复合材料的力学性能。等温锻造步骤中，复合材料坯锭延伸率不超过5％，变形温度和速度的严格控制能避免锻造开裂，并且总变形量超过50％可以明显提高复合材料的塑性，有利于后续环轧成型。环轧步骤除了可以成型环件以外，还可以改变材料内部组织，减小各向异性，实现材料内部各向同性。本专利技术将铝基复合材料应用于大涵道比涡扇航空发动机的增压级整体叶环，实现发动机减重，并且叶片、机匣和内环的整体式叶环结构，可以免去叶片和机匣的焊接或螺栓连接工艺，提高结构的完整性和性能，并降低零件的制备成本。附图说明通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本专利技术的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：图1示出了根据本专利技术一种实施方式的航空发动机的增压级整体叶环结构的示意图。图2示出了根据本专利技术一种实施方式的航空发动机的增压级整体叶环结构的弦向微观示意图；图3示出了根据本专利技术一种实施方式的航空发动机的增压级整体叶环结构的径向微观示意图；图4示出了根据本专利技术另一种实施方式的航空发动机的增压级整体叶环结构的弦向微观示意图；图5示出了根据本专利技术另一种实施方式的航空发动机的增压级整体叶环结构的径向微观示意图。具体实施方式下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施方式。虽然附图中显示了本公开的示例性实施方式，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。本专利技术的技术思想为，通过制备复合材料坯锭、等温锻造成型锻饼、环轧成型环件、整体叶环的热处理和机加工等步骤以及相应步骤的参数设置，制成一种一体式颗粒增强铝基复合材料增压级整体叶环结构，该叶环结构能够代替传统的分体式钛合金或不锈钢航空发动机风扇增压级中静子叶片、内环和机匣结构，使该叶环结构在满足航空发动机应用性能的前提下，尽可能降低自身重量。如图1所示，一种航空发动机的增压级整体叶环结构，该叶环结构材料为碳化硅颗粒增强铝基复合材料，该叶环结构包括增压级静子叶片1、内环2和机匣3，该增压级静子叶片1均匀分布在该内环2和机匣3之间，且该增压级静子叶片1、该内环2和机匣3一体成型。该增压级整体叶环结构制备方法具体步骤如下：将所需增强体颗粒与铝基体粉末按照一定比例加入到混料机中，经混合制成混合粉末；增强体颗粒选用SiC(碳化硅)，增强体颗粒粒度为1～15μm，且在复合材料中的体积百分比为10％～20％；铝基体可选用2系和7系铝合金中的任意一种，铝基体粉末粒度为10～20μm。将混合粉末封装于柔性包套中进行冷等静压成型。将冷等静压成型的坯锭封装入金属包套中进行高温真空除气处理；加热温度为550～650℃，包套内部真空度不低于5×10-2Pa。将经高温真空除气处理的坯锭进行热等静压致密化，成型为完全致密的复合材料坯锭；热压温度为550～600℃，保温时间不小于2h，压强不小于80MPa。将热等静压坯锭进行等温锻造，成型为复合材料锻饼；锻造始锻温度450～480℃，终锻温度不低于350℃，锻造速度0.1～2mm/s，道次变形量不超过30％，总变形量大于50％。将锻饼机加工成环坯，再进行环轧成型为环件。环轧起始温度450～480℃，终轧温度不低于350℃，道次变形量不超过30％。将环件进行固溶时效强化热处理。将热处理后的环件进行机加工，得到颗粒增强铝基复合材料整体叶环。下面将通过具体实施例的形式对本专利技术的技术方案作进一步详细的说明。实施例1：整体叶环结构X及其制备方法整体叶环结构X包括一体成型的增压级静子叶片、内环和机匣，增压级静子叶片、内环和机匣均由碳化硅颗粒增强铝基复合材料制成，其中整体叶环所用结构的材料为15％SiC/2009铝基复合材料，增强体颗粒为SiC颗粒，平均粒度本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机的增压级整体叶环结构，其特征在于，所述叶环结构材料为碳化硅颗粒增强铝基复合材料，所述叶环结构包括增压级静子叶片(1)、内环(2)和机匣(3)，所述增压级静子叶片(1)均匀分布在所述内环(2)和机匣(3)之间，且所述增压级静子叶片(1)、所述内环(2)和机匣(3)一体成型。/n

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机的增压级整体叶环结构，其特征在于，所述叶环结构材料为碳化硅颗粒增强铝基复合材料，所述叶环结构包括增压级静子叶片(1)、内环(2)和机匣(3)，所述增压级静子叶片(1)均匀分布在所述内环(2)和机匣(3)之间，且所述增压级静子叶片(1)、所述内环(2)和机匣(3)一体成型。


2.如权利要求1所述的增压级整体叶环结构，其特征在于，
所述碳化硅颗粒增强铝基复合材料中，碳化硅颗粒的粒度为1～15μm，且在复合材料中的体积百分比为10％～20％。


3.如权利要求1所述的增压级整体叶环结构，其特征在于，
所述碳化硅颗粒增强铝基复合材料由碳化硅颗粒和铝合金粉末制成，所述铝合金为2系或7系铝合金，粉末的粒度为10～20μm。


4.一种如权利要求1-3所述的增压级整体叶环结构的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
采用粉末冶金法制备碳化硅颗粒增强铝基复合材料坯锭；
将所述坯锭进行等温锻造，成型为复合材料锻饼；
将复合材料锻饼环轧成型为增压级整体叶环；
将增压级整体叶环进行固溶时效强化热处理；
将热处理后的增压级整体叶环进行机加工，制成增压级整体叶环结构。


5.如权利要求4所述的制备方法，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：张国栋，樊建中，陈春生，杨超，魏少华，聂俊辉，
申请(专利权)人：有研金属复材技术有限公司，中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：北京;11