一种陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身制造技术

本发明专利技术属于航空发动机或地面以及船用燃气轮机技术领域，具体涉及一种陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身，包括叶身，叶身包括叶尖表面、叶根表面、叶盆表面、叶背表面、叶片前缘和叶片尾缘，叶盆表面和叶背表面通过叶尖表面、叶根表面、叶片前缘和叶片尾缘围成整个叶身；叶身的叶型轮廓设计横截面共7个，包括截面Ⅰ、截面Ⅱ，截面Ⅲ，截面Ⅳ，截面

【技术实现步骤摘要】
一种陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身


[0001]本专利技术属于航空发动机或地面以及船用燃气轮机
，具体涉及一种陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身。

技术介绍

[0002]燃气涡轮发动机性能日益提升使热端部件如燃烧室、涡轮等面对越来越高的温度和气动载荷问题。在高负荷的服役环境中，先进航空发动机热端部件对材料工艺和结构设计的要求越来越严苛。目前先进军用燃气涡轮发动机的涡轮前温度达到了1870K～2010K，而高压涡轮叶片的主要用材镍基高温合金最佳工作温度最高只有1350K～1370K，涡轮叶片需要复杂的冷却结构，复杂的结构设计存在应力集中、研发、生产和维护成本高等问题，成为限制先进军用燃气涡轮发动机性能提升的重要因素。
[0003]连续纤维增韧陶瓷基复合材料是20世纪70年代逐步发展起来的一种高温热结构材料，以低密度、高比强度、高比模量、抗腐蚀、耐磨损和热稳定性好著称，在先进军用燃气涡轮发动机设计目标下，陶瓷基复合材料势必成为其关键热结构用材。
[0004]与目前的主要用材镍基高温合金相比，陶瓷基复合材料具有两大优势：材料密度仅是镍基高温合金的1/4～1/3，相同转速条件下陶瓷基复合材料涡轮叶片的离心拉伸应力更小，为燃气涡轮发动机提高设计转速提供了可能；在不使用空气冷却和环境涂层的情况下，工作温度可达1470K以上，潜在使用温度可达1870K，且在持续的高温环境中强度性能稳定，比镍基高温合金最佳工作温度可以高出580K，因此在某些涡轮级，如高压涡轮的后几级、低压涡轮等，叶片可以不采用冷却结构，简化了结构设计，避免了应力集中、研发、生产和维护成本高等问题，也减少了引导冷却气的附加结构，提高了发动机整体的结构效率。此外，节省的冷却气可以继续参与燃烧室的热力过程，提高了实际循环的增压比，进而提高了循环热效率，同时更多高温的工质参与做功，循环有效功增大，推力增大，具有提高燃气涡轮发动机总体性能的潜能。
[0005]限制陶瓷基复合材料涡轮叶片技术发展主要有两大因素：虽然陶瓷基复合材料整体表现出韧性，但每个组分在发生损伤时仍展现出明显的陶瓷材料脆性，会迅速丧失承载能力。此外，目前陶瓷基复合材料工艺水平对于加工复杂结构存在较大难度。加工陶瓷基复合材料涡轮叶片时，需取消叶身弯掠、降低叶片稠度等，大大增加了结构设计难度。

技术实现思路

[0006]为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身，是一种在军用燃气涡轮发动机低压涡轮服役环境中适用于编织复合材料工艺的陶瓷基复合材料涡轮叶片叶身结构，该结构能提供涡轮叶片所需要的气动、静强度和振动特性等功能要求。
[0007]本专利技术是这样实现的，提供一种陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身，包括叶身，叶身包括叶尖表面、叶根表面、叶盆表面、叶背表面、叶片前缘和叶片尾缘，叶盆表面和叶背表
面通过叶尖表面、叶根表面、叶片前缘和叶片尾缘围成整个叶身；
[0008]叶身的叶型轮廓设计横截面共7个，包括出口叶尖位置的截面Ⅰ、工艺叶尖位置的截面Ⅱ，3/4叶高位置的截面Ⅲ，1/2叶高位置的截面Ⅳ，1/4叶高位置的截面
Ⅴ
，进口叶根位置的截面
Ⅵ
，出口叶根位置的截面
Ⅶ
，每个截面的叶型具有平面弯曲的气体动力学轮廓。
[0009]优选的，所述叶身内部不设冷却气流道，即叶身为实心结构。
[0010]进一步优选，所述截面Ⅰ位于叶高119.8mm处，所述截面Ⅱ位于叶高115.8mm处，所述截面Ⅲ位于叶高93.5mm处，所述截面Ⅳ位于叶高69.3mm处，所述截面
Ⅴ
位于叶高45mm处，所述截面
Ⅵ
位于叶高20.8mm处，所述截面
Ⅶ
位于叶高0mm处。
[0011]进一步优选，所述叶尖表面、所述截面Ⅳ和所述叶根表面根据所述叶身的服役环境气动性能要求，完成速度三角形设计：叶尖表面进口相对气流角为87.1634
°
，出口相对气流角为31.3791
°
，出口相对马赫数0.8829；截面Ⅳ进口相对气流角为66.6363
°
，出口相对气流角为32.8772
°
，出口相对马赫数0.8316；叶根表面进口相对气流角为48.0557
°
，出口相对气流角为35.0109
°
，出口相对马赫数0.7319。
[0012]进一步优选，所述叶身相邻的两个叶型轮廓设计横截面的间距小于25mm；叶型轮廓进气边小圆半径范围为0.56mm～1.6mm，叶型轮廓排气边小圆半径范围为0.30mm～0.84mm，叶型轮廓最大厚度圆半径范围为1.9mm～10.5mm；叶型轮廓叶盆型线和叶背型线均采用3个点确定样条曲线，叶盆型线起点为与进气边小圆切点，途经与喉道宽度圆切点，终点为与排气边小圆切点，叶背型线起点为与进气边小圆切点，途径与最大厚度圆切点，终点为与排气边小圆切点。
[0013]进一步优选，所述叶身的叶型轮廓由所述截面
Ⅶ
至所述截面
Ⅵ
至所述截面
Ⅴ
至所述截面Ⅳ至所述截面Ⅲ至所述截面Ⅱ至所述截面Ⅰ沿叶高方向的重心积叠线延伸得到；每个叶型轮廓设计横截面的进气边小圆积叠后构成了所述叶片前缘，每个叶型轮廓设计横截面的排气边小圆积叠后构成了所述叶片尾缘；按照所述叶尖表面位置和所述叶根表面位置切除多余部分，得到完整的所述叶身的结构。
[0014]进一步优选，所述叶身由纤维编织而成的核心预制体经过填充基体、致密化成型得到。
[0015]进一步优选，所述叶根表面最宽处与所述叶尖表面最薄处厚度之比在6～35范围内。
[0016]进一步优选，所述纤维和所述基体的材质均为SiC。
[0017]进一步优选，所述叶身的服役环境为军用燃气涡轮发动机低压涡轮转子叶片服役环境，燃气总温为1168.8K～1379.3K，燃气总压为453.830KPa～914.290Kpa，燃气流量为96.0925kg/s，叶片进口流道面积为0.2214m2，叶片出口流道面积为0.2664m2。
[0018]与现有技术相比，本专利技术的优点在于：
[0019]1、本专利技术叶片叶身可用于先进军用燃气涡轮发动机的低压涡轮中。采用编织复合材料，涡轮部件的流道面积与转速平方的乘积提高约30％，提高涡轮的做功能力，进而提升发动机的总体性能；涡轮叶片相对叶尖间隙设计值可减少1.70％，涡轮效率提高0.98％～1.17％，具有气动性能提升的潜力；涡轮盘外载预估减少50％以上，具有提高轮盘强度储备、实现轮盘减质的潜力；
[0020]2、就此叶片叶身静强度而言，危险点应力为91MPa，服役环境中陶瓷基复合材料的
许用应力为166MPa，安全系数为1.8，具有一定的使用寿命；
[0021]3、就此叶片叶身振动特性而言，前五阶固有频率为1644Hz，2503Hz，4871Hz，5386Hz，7006Hz，对应振型为一阶弯本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身，其特征在于，包括叶身(1)，叶身(1)包括叶尖表面(2)、叶根表面(3)、叶盆表面(1a)、叶背表面(1b)、叶片前缘(4)和叶片尾缘(5)，叶盆表面(1a)和叶背表面(1b)通过叶尖表面(2)、叶根表面(3)、叶片前缘(4)和叶片尾缘(5)围成整个叶身(1)；叶身(1)的叶型轮廓设计横截面共7个，包括出口叶尖位置的截面Ⅰ(6)、工艺叶尖位置的截面Ⅱ(7)，3/4叶高位置的截面Ⅲ(8)，1/2叶高位置的截面Ⅳ(9)，1/4叶高位置的截面
Ⅴ
(10)，进口叶根位置的截面
Ⅵ
(11)，出口叶根位置的截面
Ⅶ
(12)，每个截面的叶型具有平面弯曲的气体动力学轮廓。2.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身，其特征在于，所述叶身(1)内部不设冷却气流道，即叶身(1)为实心结构。3.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身，其特征在于，所述截面Ⅰ(6)位于叶高119.8mm处，所述截面Ⅱ(7)位于叶高115.8mm处，所述截面Ⅲ(8)位于叶高93.5mm处，所述截面Ⅳ(9)位于叶高69.3mm处，所述截面
Ⅴ
(10)位于叶高45mm处，所述截面
Ⅵ
(11)位于叶高20.8mm处，所述截面
Ⅶ
(12)位于叶高0mm处。4.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料涡轮转子叶片叶身，其特征在于，所述叶尖表面(2)、所述截面Ⅳ(9)和所述叶根表面(3)根据所述叶身(1)的服役环境气动性能要求，完成速度三角形设计：叶尖表面(2)进口相对气流角为87.1634
°
，出口相对气流角为31.3791
°
，出口相对马赫数0.8829；截面Ⅳ(9)进口相对气流角为66.6363
°
，出口相对气流角为32.8772
°
，出口相对马赫数0.8316；叶根表面(3)进口相对气流角为48.0557
°
，出口相对气流角为35.0109
...

【专利技术属性】
技术研发人员：石多奇，王振宇，刘长奇，张伟昊，陈敏，杨晓光，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：