技术领域
[0001] 本
发明涉及一种
风扇叶片的包覆边制造方法，特别涉及一种航空发动机复合材料风扇叶片的钛合金包覆边制造方法。
背景技术
[0002] 航空发动机是飞机的核心部分，发动机的性能直接影响着整个飞机的使用性能，发动机的减重能够提高推重比。风扇叶片是发动机最重要的部件之一，据统计，风扇段
质量约占发动机总质量的30％～35％，降低风扇段质量是降低发动机质量和提高发动机效率的关键手段，采用更大、更轻的风扇叶片已成为发动机的发展趋势。复合材料具有金属材料无法比拟的低
密度、高比强度和高比
刚度，与钛合金叶片相比，复合材料风扇叶片具有重量轻、高效率、低噪声的特点，叶片数少，具有更优异的抗
颤振性能和损伤容限能
力。
[0003] 但复合材料风扇叶片边缘处厚度薄、强度低，在外物撞击下，叶片边缘更加容易产生损伤，甚至断裂，危害发动机安全。因此采用钛合金包覆边技术对叶片边缘进行局部
覆盖包覆，则可以在保证不增加复合材料叶片质量的前提下，提升叶片的抗冲击、抗分层能力，起到叶片增强的效果，有效地提高复合材料风扇叶片的可靠性和安全性。
[0004] 文献“刘强等.商用大涵道比发动机复合材料风扇叶片应用现状与展望[J].航空制造技术，2014(15)：58-62”公开一种钛合金包覆边成形技术：美国通用电气公司(GE)采用多轴联动数控机床对GE90、GEnx复合材料风扇叶片钛合金包覆边进行
铣削加工，通过开槽铣削剔除中间多余部分，从而形成薄壁深沟型包覆边。然而，数控铣削加工过程中的加工
应力变形和加工振动问题较难解决，加之包覆边壁薄沟深，厚度处于动态变化之中，
稳定性不易保证。因而加工难度大、效率低。
[0005] 中航商用航空发动机有限责任公司在公开号为CN103628923A的中国
专利“金属包覆层、复合材料叶片以及金属包覆层和叶片制造方法”中，公开一种通过使用网状包覆层对复合材料风扇叶片进行包覆增强的制备技术，该技术包括多根柔性的经向金属丝沿经线方向送丝；多根柔性的纬向金属丝沿
纬线方向送丝；编织多根经向金属丝和多根纬向金属丝，以形成金属丝网；
焊接金属丝网以形成金属包覆层。该技术虽然能在减轻叶片质量方面产生积极效果，但由于采用金属网对叶片边缘进行镂空覆盖包覆，从而叶片在离心
载荷和
气动载荷的共同作用下，仍然会发生弯曲和扭转变形，叶尖处复合材料产生剥离和脱层；当风扇叶片受到外物撞击时，依旧会导致叶片部分损伤甚至断裂失效。
发明内容
[0006] 为了克服现有风扇叶片的包覆边制造方法效率低的不足，本发明提供一种航空发动机复合材料风扇叶片的钛合金包覆边制造方法。该方法首先初步形成带凸台的开敞板件，然后通过两次超塑性成形使包覆边坯料形成V形结构，再辅助以数控加工的方法对不符合风扇叶片边缘包覆要求的包覆边内部和外部进行精微加工。叶片边缘金属全覆盖，提升了叶片的抗冲击、抗分层能力。从而解决了风扇叶片钛合金包覆边完全依赖数控铣削加工时难度大、效率低的技术问题。
[0007] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种航空发动机复合材料风扇叶片的钛合金包覆边制造方法，其特点是包括以下步骤：
[0008] 步骤一、将包覆边数控加工成中间带有突起的长方形坯料；
[0009] 步骤二、用
酸溶液去除包覆边表面
氧化皮后吹干；
[0010] 步骤三、将包覆边放入与其成形后外缘型面相同、尺寸大1～5mm的外模具内，对压头施加向下压力进行预成型，使包覆边形成V型结构；
[0011] 步骤四、将与包覆边成形后内腔型面相同的内模具放入包覆边的内腔，并在包覆边外包裹密封层，将密封层内部抽成
真空后密封。
[0012] 步骤五、将包裹有包覆边及内模具的密封层放入密封箱中，加热升温至钛合金超塑成形
温度760～927℃；向密封箱内通入1.5～2.0MPa压力大小的氩气后进行超塑成形，成形时间为1.5～2.5h；包覆边在氩气作用下进行拉伸和扭曲变形，并逐渐向内模具型面靠近，直至同内模具贴合形成预定内腔形状；
[0013] 步骤六、包覆边完全贴模成形后随炉冷却；
[0014] 步骤七、冷却后取出包覆边进行表面化铣；
[0015] 步骤八、对不符合风扇叶片边缘包覆要求的包覆边内部和外部进行精微数控加工。
[0016] 本发明的有益效果是：该方法首先初步形成带凸台的开敞板件，然后通过两次超塑性成形使包覆边坯料形成V形结构，再辅助以数控加工的方法对不符合风扇叶片边缘包覆要求的包覆边内部和外部进行精微加工。叶片边缘金属全覆盖，提升了叶片的抗冲击、抗分层能力。从而解决了风扇叶片钛合金包覆边完全依赖数控铣削加工时难度大、效率低的技术问题。
[0017] 下面结合
附图和具体实施方式对本发明作详细说明。
附图说明
[0018] 图1是本发明航空发动机复合材料风扇叶片的结构示意图及其钛合金包覆边的B部放大图。
[0019] 图2是图1的A-A剖视图及其钛合金包覆边的C部放大图。
[0020] 图3是本发明包覆边预成型开始时原理示意图。
[0021] 图4是本发明包覆边预成型完成时原理示意图。
[0022] 图5是本发明包覆边超塑成形时原理示意图。
[0023] 图中，1-包覆边，2-风扇叶片，3-压头，4-外模具，5-内模具，6-密封层，7-密封箱。
具体实施方式
[0024] 参照图1-5。本发明航空发动机复合材料风扇叶片的钛合金包覆边制造方法具体步骤如下：
[0025] 步骤一、将包覆边1数控加工成中间带有突起的长方形坯料；
[0026] 步骤二、用酸溶液去除包覆边1表面氧化皮后吹干；
[0027] 步骤三、将包覆边1放入与其成形后外缘型面相同、尺寸大1～5mm的外模具4内，对压头3施加向下压力进行预成型，使包覆边1形成V型结构；
[0028] 步骤四、将与包覆边1成形后内腔型面相同的内模具5放入包覆边1的内腔，并在包覆边1外包裹密封层6，将密封层6内部抽成真空后密封。
[0029] 步骤五、将包裹有包覆边1及内模具5的密封层6放入密封箱7中，加热升温至钛合金超塑成形温度760～927℃；向密封箱7内通入1.5～2.0MPa压力大小的氩气后进行超塑成形，成形时间为1.5～2.5h；包覆边1在氩气作用下进行拉伸和扭曲变形，并逐渐向内模具5型面靠近，直至同内模具5贴合形成预定内腔形状；
[0030] 步骤六、包覆边1完全贴模成形后随炉冷却；
[0031] 步骤七、冷却后取出包覆边1进行表面化铣；
[0032] 步骤八、对不符合风扇叶片2边缘包覆要求的包覆边1内部和外部进行精微数控加工。
