[发明专利]一种制备航空发动机用复合材料整体涡轮叶盘及其制备方法与应用

说明书

技术领域

本发明涉及发动机涡轮叶盘结构设计及制备技术领域，具体涉及一种制备航空发动机用复合材料整体涡轮叶盘及其制备方法与应用。

背景技术

为满足第4代战斗机以及未来更高性能战斗机对推重比的性能需求，除采用先进技术对飞机机体结构、机载设备的优化外，其关键是要求发动机的推重比达到10.0一级，重点突破发动机部件的气动、结构设计、材料、工艺等方面的关键技术，降低发动机质量，提高燃烧室温度，提高气动效率。

整体涡轮叶盘是为了满足高性能航空发动机而设计的新型结构件，其将发动机转子叶片和轮盘形成一体，省去了传统连接中的榫头、榫槽及锁紧装置等，减少结构重量及零件数量，避免榫头气流损失，提高气动效率，使发动机结构大为简化，是提高航空发动机推重比的重要措施。但较大幅度提高的燃烧室温度，对燃烧室、涡轮以及加力燃烧室等热端部件的材料提出了更高的要求，即使使用先进的发散冷却技术和热障涂层，目前镍基高温材料也难以满足高推重比航空发动机热端部件对设计工况的使用要求。因此，寻求新的整体涡轮叶盘制备方法，开发能够在高温、无气冷条件下稳定工作的高强高韧性航空发动机高温复合材料及其制备技术，满足四代机及其以上高性能战斗机对航空发动机高推重的需求，对于提高军用航空发动机的推重比、推动我国航空事业的发展具有重大的促进作用，对于我国的国防建设具有重大意义。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明目的在于提供一种制备航空发动机用复合材料整体涡轮叶盘及其制备方法与应用，以提高整体涡轮叶盘的综合性能，包括耐高温、高抗氧化性能和高力学强度，大幅度降低发动机重量，提高气动效率。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案为：

第一方面，本发明提供了一种复合材料整体涡轮叶盘的制备方法，包括如下步骤：S1：将整体涡轮叶盘预制体用化学气相渗透法制备(C/SiC)_n复合材界面相，其中n＝1～5；S2：将处理后的整体涡轮叶盘预制体浸渍于双酚A型环氧树脂体系，然后固化，再在真空条件下，900～1200℃恒温1～3h；S3：将步骤S2得到的整体涡轮叶盘用化学气相渗透法致密化，化学气相渗透法致密化法中的反应气为三氯甲基硅烷；然后以聚碳硅烷二甲苯溶液为先驱体溶液通过先驱体浸渍裂解法进一步致密化，重复先驱体浸渍裂解法直至硅基陶瓷复合材料的密度达到1.6～1.9g/cm³；S4：将步骤S3得到的产品机械加工成最终的尺寸设计；S5：将步骤S4得到的产品用聚碳硅烷二甲苯溶液通过先驱体浸渍裂解法致密化，重复先驱体浸渍裂解法直至硅基陶瓷复合材料的密度达到2.0～2.1g/cm³；然后以三氯甲基硅烷为反应气采用化学气相渗透法进一步致密化，即得复合材料整体涡轮叶盘成品。

需要说明的是，在步骤S2中，双酚A型环氧树脂体系优选为E-44/三乙烯四胺环氧树脂体系，对应的固化方法优选为：30℃恒温5h，然后100℃恒温2h。其中，E-44/三乙烯四胺环氧树脂体系中的E-44环氧树脂和三乙烯四胺的质量比优选为100:11。在步骤S2中，在真空条件下，900～1200℃恒温1～3h，此处高温热处理，是为了脱去树脂。制备整理涡轮叶盘预制体之前，可以根据需要采用整体式设计方案对整体涡轮叶盘进行结构设计，整体式设计得到的涡轮叶盘易于密封和易于装配，并取消了叶片的冷却系统，加工简单。

在本发明的进一步实施方式中，步骤S1中，化学气相渗透法具体包括C界面层制备方法和SiC界面层制备方法，C界面层制备方法具体为：碳源气体为丙烷和天然气，稀释气体和还原气体均为氢气，丙烷、天然气和氢气的体积比为(8～10):1:2，丙烷的流量为50～200ml/min，工艺温度梯度0～200℃，压力梯度0～500Pa，压强0.5～3kPa，整体涡轮叶盘预制体的外围温度为1000～1200℃，整体涡轮叶盘预制体的中心温度为1000～1100℃，沉积时间为3～20h；SiC界面层制备方法具体为：以三氯甲基硅烷为反应气，氢气为载气，氩气为稀释气，沉积温度为900～1200℃，三氯甲基硅烷、氢气和氩气的体积比为(8～10):5:1，压强为1～8kPa，沉积时间为2～10h。需要说明的是，在步骤S1中，C界面层制备方法和SiC界面层制备方法是循环进行，从而使得制备得到的C界面层和SiC界面层相间，并且与整体涡轮叶盘预制体表面接触的为C界面层。