专利汇可以提供航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种固定导向器 叶片 结构与成型,特别涉及一种航空 发动机 陶瓷基 复合材料 固定导向器叶片结构及其成型,属于航空发动机固定导向器制备技术领域。采用集成装配方式制备 涡轮 导向器叶片,零件采用 铆接 方式集成装配,装配结构采用SiC陶瓷基体实现“ 焊接 ”,避免常规缝制成型预制体引起的叶根部强度不足的 缺陷 ;本发明采用第一下缘板、第二下缘板上的凸起与叶片直接限位铆接后,再与第三下缘板和第四下缘板通过铆接 铆钉 铆接,采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体,完成集成制备。使得SiC/SiC高压 导向叶片 具有了很好的工艺性,缘板与叶片的制备更简单,安装更可靠,此结构可以充分应用在小型发动机上,如民用涡轴发动机、涡喷发动机中。,下面是航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型专利的具体信息内容。
1.一种航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构,包括叶身(01)、固定在叶身(01)顶部的上缘板以及固定在叶身(01)底部的下缘板组件(02),其特征在于:还包括铆接铆钉(04);
所述叶身(01)包括叶身本体及设置在叶身本体下端面的限位台(05),所述限位台(05)与叶身本体一体设置;所述叶身本体包括第一曲面叶身(11)、第二曲面叶身(12)与第三曲面叶身(13),所述第一曲面叶身(11)与第二曲面叶身(12)通过第三曲面叶身(13)过渡连接,且均为一体设置;所述限位台(05)为两个,分别设置在第一曲面叶身(11)与第二曲面叶身(12)的下端面上;沿限位台(05)侧壁开设贯穿限位台的限位孔(06);
所述下缘板组件(02)包括第一下缘板(021)、第二下缘板(022)、第三下缘板(023)及第四下缘板(024);所述第一下缘板(021)与第二下缘板(022)上均设有能够插入限位孔(06)的凸起(07);
第一下缘板(021)与第二下缘板(022)上的凸起分别插入两个限位孔(06)内,两个限位台(05)穿过第一下缘板(021)与第二下缘板(022)构成的缺口;
所述第三下缘板(023)与第四下缘板(024)分别覆盖在第一下缘板(021)与第二下缘板(022)外表面,并通过铆接铆钉(04)将第三下缘板(023)与第四下缘板(024)分别固定在第一下缘板(021)与第二下缘板(022)外表面上;所述第三下缘板(023)上设有发动机连接孔(03);
所述叶身(01)、下缘板组件(02)及铆接铆钉(04)的材料均为陶瓷基复合材料;
导向器叶片结构整体沉积SiC陶瓷基体;使得凸起(07)与限位孔(06)的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体;铆接铆钉(04)与第三下缘板(023)及第四下缘板(024)的预留连接间隙处沉积SiC陶瓷基体。
2.根据权利要求1所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构,其特征在于:所述第三下缘板(023)上开设缺口(031),所述缺口(031)的内缘与两个限位台(05)的外缘接触配合。
3.根据权利要求1或2所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构,其特征在于:陶瓷基复合材料由多层平纹布堆叠;所述叶身(01)、下缘板组件(02)及铆接铆钉(04)均沿纤维布堆叠方向切割而成。
4.一种权利要求1所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型,其特征在于,包括以下步骤:
步骤一、利用陶瓷基复合材料制备叶身(01)、下缘板组件(02)及铆接铆钉(04);
步骤二、将第一下缘板(021)与第二下缘板(022)上的凸起(07)分别插入两个限位孔(06)内,两个限位台(05)穿过第一下缘板(021)与第二下缘板(022)构成的缺口;实现对第一下缘板(021)与第二下缘板(022)的定位;
步骤三、将步骤二定位成型的产品置于化学气相沉积炉CVI内,采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体完成凸起(07)的固定;
步骤四、将第三下缘板(023)及第四下缘板(024)分别覆盖在第一下缘板(021)与第二下缘板(022)的表面,并通过铆接铆钉(04)锁定;缺口(031)内缘与两个限位台(05)的外缘接触配合;
步骤五、将步骤四成型的产品置于化学气相沉积炉内,采用CVI工艺在整个产品上沉积SiC陶瓷基体。
5.根据权利要求4所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型,其特征在于,步骤一具体为:
步骤1.1、纤维预制体制备:
采用SiC纤维编织成2D平纹布,根据零件尺寸将平纹布裁剪成合适尺寸,将多层平纹布堆叠,采用SiC纤维在平纹布堆叠方向穿刺,形成纤维预制体,利用模具将纤维预制体固定成型;
步骤1.2、界面层制备:
将步骤1.1固定成型的纤维预制体置于化学气相沉积炉内,进行界面层制备;
步骤1.3、SiC陶瓷基体制备:
将步骤1.2制备完成的产品置于化学气相沉积炉CVI内,采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体;
步骤1.4、零件加工:
将步骤1.3制备完成的产品置于加工设备上,沿纤维布堆叠方向切割进行叶身(01)、下缘板组件(02)与铆接铆钉(04)的加工。
6.根据权利要求5所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型,其特征在于:
步骤1.2界面层制备的工艺条件为:
氮化硼BN界面层沉积温度为400~1200℃,沉积炉抽真空至3~50kPa,60~100L/min的Ar气作为保护气体,界面层前驱体气体流量为10~500L/min,沉积时间为20~50h;
步骤1.3SiC陶瓷基体制备及步骤三中SiC陶瓷基体沉积的工艺条件为:
温度为1200~1500℃,沉积炉抽真空至3~50kPa,60~100L/min的H2气作为载气,陶瓷基体前驱体气体流量为10~500L/min,单次沉积时间为100~150h,致密化沉积多次循环,直至密度≥2.0g/cm3。
7.根据权利要求6所述的航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构的成型,其特征在于:步骤1.4中加工设备采用普通多轴数控机床,加工刀具采用立方氮化硼或金刚石。
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