关键词：
陶瓷基复合材料
整体涡轮叶盘
设计
制备
验证
摘要：
随着航空发动机技术的飞速发展,对超高温工作环境条件下耐高温材料需求极为迫切。碳化硅纤维增强陶瓷基复合材料(Silicon Carbide Fiber Reinfouced Silicon Carbide Ceramic Matrix Composites,简称SiC/SiC)具有耐高温、低密度特点,采用其替代传统高温合金制备航空发动机涡轮转子构件,可以大幅度提高构件耐温能力和降低构件重量,从而显著提高发动机的推重比和效能。然而将陶瓷基复合材料设计成整体涡轮叶盘时,针对设计最大许用应力、预制体铺排方案及纤维体积分布、陶瓷盘与金属轴如何连接、叶片气动设计、陶瓷基涡轮叶盘防护等问题尚未解决,为此本文以航空发动机整体涡轮叶盘为研究对象,针对陶瓷基复合材料特点系统的开展了仿蛛网结构SiC/SiC整体涡轮叶盘设计、制备、防护及试验验证工作,为SiC/SiC整体涡轮叶盘工程化应用奠定了技术基础。本文主要研究成果如下:(1)采用声发射、CT、激光测振仪等手段,研究了SiC/SiC的强度和疲劳性能,建立了内部损伤与频率衰退之间的关系。研究表明:80%基体开裂应力对应的疲劳寿命比基体开裂应力对应的疲劳寿命高4倍。当基体出现开裂,界面发生脱粘,但纤维未断裂时,固有频率衰退参数约1%;当模量衰退参数为49.8%时,固有频率衰退参数约4%,通过测量SiC/SiC构件的频率变化可有效监测复合材料构件损伤。(2)受自然界蜘蛛网结构整体协同承载和对损伤不敏感特性启发,提出了仿蛛网结构预制体设计思路,建立了整体涡轮叶盘理论优化模型,采用该模型对整体涡轮叶盘预制纤维分布进行了优化设计。研究表明:针对整体涡轮叶盘应力最大的轮心部位进行纤维排布优化设计,当周向和径向模量比为2.7时,轮心处周向应力最小,与各向同性圆盘相比减小60%左右;综合考虑致密化工艺最终确定轮心部位最佳周向纤维体积分数约为30%,最佳的径向纤维体积分数约为15%。(3)研究了整体涡轮叶盘仿蛛网结构预制体编织、界面制备、基体制备和机加技术,探索了高承载能力变周径纤维体积分数预制体成型技术、大厚度整体涡轮叶盘致密化技术、超硬度高精密叶型超声辅助加工技术。针对陶瓷基整体涡轮叶盘防护问题,研究了涂层对陶瓷基复合材料疲劳寿命的影响。研究表明:制备的EBC防护涂层能够将陶瓷基复合材料基体的疲劳寿命提高约6倍,涂层对于提高陶瓷基复合材料构件寿命提升具有显著效果,但由于只有采用了1件试验件,试验结果可能与试验件本身的分散性也有关系。(4)针对陶瓷盘与金属轴之间因热膨胀系数差异而引起的高温下热失配问题,采用了一种径向楔形滑移连接结构,试验结果显示,该连接结构可有效解决整体涡轮叶盘动平衡及连接问题。针对SiC/SiC整体涡轮叶盘开展了连接功能、盘体强度、叶片强度和整机环境条件下的考核验证。研究表明:盘体破裂转速达150000万r/min,叶片断裂转速达113000万r/min,满足设计要求;SiC/SiC整体涡轮叶盘于2022年1月1日在株洲成功完成了首次飞行试验验证。图179幅,表19,参考文献151篇。
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