航空發動機的復合材料葉片的成型方法技術

本發明專利技術公開了一種航空發動機的復合材料葉片的成型方法，包括以下步驟：將碳纖維絲束展開，使用熱塑性樹脂泥漿浸漬展開后的碳纖維絲束，得到中間體絲束；烘干中間體絲束；采用超聲振動加熱的方式對中間體絲束加熱，采用干鋪絲的方法將加熱后的中間體絲束進行逐層鋪放，鋪放后形成葉片預制體；在葉片預制體的外部套上碳纖維織物套，采用三維縫合的方法對碳纖維織物套與內部的葉片預制體進行邊緣縫合；將縫合后的葉片預制體與碳纖維織物套放入RTM模具中，采用RTM技術將葉片預制體與碳纖維織物套閉模并固化成型，得到復合材料葉片；本發明專利技術保證了軸線纖維的比例和精準定位，從而提高了復合材料葉片的整體性和抗沖擊性。

Method for forming composite material blade of aircraft engine

The invention discloses a method for forming composite blade of aero engine, which comprises the following steps: carbon fiber tow, carbon fiber tows using thermoplastic resin impregnated mud after the start of the intermediate, intermediate tow tow; drying; heating by ultrasonic vibration and heating mode of the intermediate filament by the dry method of laying wire the heating of the intermediate layer tow for placement, placement after the formation of blade preform; in the external set of blade preform carbon fiber fabric, using the method of 3D stitched edge stitching fabric sleeve blade with internal body of prefabricated carbon fiber; the blade body and after suture of prefabricated carbon fiber fabric set into the RTM mold, using RTM technology, blade preform and carbon fiber fabric and the set of closed die curing, the composite material of the invention can guarantee the blade; The ratio and location of the axis fiber are improved, so as to improve the integrity and impact resistance of the composite blade.

【技術實現步驟摘要】
航空發動機的復合材料葉片的成型方法
本專利技術屬于復合材料自動化成型領域，尤其涉及一種航空發動機的復合材料葉片的成型方法。
技術介紹
樹脂基復合材料耐高溫能力較低，但其重量輕、比強度和比模量高、耐疲勞與耐腐蝕性好、阻尼特性好，加之可設計性強和成型工藝比較成熟，已經在航空發動機冷端部件（主要有發動機的外涵機匣、靜子葉片、轉子葉片包容機匣以及發動機短艙、反推力裝置等部件）得到大量應用，可明顯減輕發動機的重量，降低發動機的研制成本，大大地提高了發動機的性能。經歷了數十年的發展，目前第四代航空發動機復合材料葉片的制造工藝主要是三維編織和RTM技術，其中RTM成形工藝具有如下優點：良好的表面質量；可以制備形狀復雜、尺寸精確的制件；可以嚴格控制纖維體積分數；可實現結構、功能一體化，因此特別適合于發動機復合材料轉子葉片的制造，可以顯著降低制造成本。利用三維編織技術可以實現任意外形的葉片的預制體的成型，但是為了提高大飛機的發動機的涵道比和效率，必須采用更大尺寸的風扇，此時其離心載荷遠遠大于小尺寸的航空發動機復合材料風扇葉片，因此對復合材料葉片的軸向剛度和強度提出了更高的要求。采用三維編織技術無法進一步提高其軸向纖維的比例，并且三維編織中不可避免在節點處造成纖維性能的降低，容易發生損傷。因此，對于大型復合材料發動機風扇葉片的RTM成型工藝，其預制件的成型工藝有必要保證軸線纖維的比例和精準定位，并保持整體結構的損傷容限。
技術實現思路
本專利技術所要解決的技術問題是針對上述現有技術的不足提供一種航空發動機的復合材料葉片的成型方法，本航空發動機的復合材料葉片的成型方法保證了軸線纖維的比例和精準定位，提高了成型的復合材料葉片的整體性和抗沖擊性。為實現上述技術目的，本專利技術采取的技術方案為：一種航空發動機的復合材料葉片的成型方法，包括以下步驟：（1）將碳纖維絲束展開，使用熱塑性樹脂泥漿浸漬展開后的碳纖維絲束，得到中間體絲束；（2）烘干中間體絲束；（3）采用超聲振動加熱的方式對中間體絲束進行加熱，采用干鋪絲的方法將加熱后的中間體絲束進行逐層鋪放，鋪放后形成葉片預制體；（4）在葉片預制體的外部套上碳纖維織物套，采用三維縫合的方法對碳纖維織物套與內部的葉片預制體進行邊緣縫合；（5）將縫合后的葉片預制體與碳纖維織物套放入RTM模具中，采用RTM技術將葉片預制體與碳纖維織物套閉模并固化成型，得到復合材料葉片。作為本專利技術進一步改進的技術方案，所述將碳纖維絲束展開包括將碳纖維絲束通過展紗輥展開且展開后的碳纖維絲束具有一定的寬度。作為本專利技術進一步改進的技術方案，所述烘干中間體絲束包括使用烘道將中間體絲束進行烘干。作為本專利技術進一步改進的技術方案，所述步驟（3）包括：采用超聲振動加熱頭對中間體絲束進行加熱，使用鋪放壓輥按照預設的軌跡將中間體絲束鋪放在鋪放模具的表面并逐層鋪放，鋪放后形成葉片預制體，從鋪放模具的表面取下葉片預制體。作為本專利技術進一步改進的技術方案，所述超聲振動加熱頭在加熱時的超聲振動頻率為20kHz，振幅為0.15，所述鋪放壓輥的鋪放速率為15m/min。作為本專利技術進一步改進的技術方案，所述RTM模具包括RTM陽模和RTM陰模。作為本專利技術進一步改進的技術方案，所述步驟（5）包括：將縫合后的葉片預制體與碳纖維織物套放入RTM陽模和RTM陰模之間；將RTM陽模和RTM陰模進行合模，注入環氧樹脂并固化成型，脫模后得到復合材料葉片。本專利技術采用超聲振動加熱的方式對中間體絲束進行加熱從而降低了中間體絲束中熱塑性樹脂的粘度，使用鋪放壓輥按照預設的軌跡將中間體絲束鋪放在鋪放模具的表面實現了中間體絲束在鋪放模具上的精確定位和軸線纖維的比例，在上一層的中間體絲束的表面再逐層鋪放中間體絲束也實現了精確定位和形成了很大的界面結合強度；在葉片預制體的外部套上碳纖維織物套，提高了成型后的復合材料葉片的整體性和抗沖擊性，防止損傷；采用RTM技術實現復合材料葉片的成型，保證了復合材料葉片的外形幾何尺寸和精度；與現有技術中的葉片相比，本專利技術采用干鋪絲的方法和RTM技術結合的方式成型的復合材料葉片，在相同重量的前提下可以提高軸向強度1倍，提高模量1.5倍，從而可以制備更大尺寸的復合材料葉片，從而滿足更高的涵道比的要求。附圖說明圖1為本專利技術的中間體絲束的制備流程結構示意圖。圖2為本專利技術的復合材料葉片的制備流程結構示意圖。具體實施方式下面根據圖1和圖2對本專利技術的具體實施方式作出進一步說明：參見圖1和圖2，一種航空發動機的復合材料葉片的成型方法，包括以下步驟：（1）將碳纖維絲束展開，使用熱塑性樹脂泥漿4浸漬展開后的碳纖維絲束，得到中間體絲束9；（2）烘干中間體絲束9；（3）采用超聲振動加熱的方式對中間體絲束9進行加熱，采用干鋪絲的方法將加熱后的中間體絲束9進行逐層鋪放，鋪放后形成葉片預制體13；（4）在葉片預制體13的外部套上碳纖維織物套14，采用三維縫合的方法對碳纖維織物套14與內部的葉片預制體13進行邊緣縫合；（5）將縫合后的葉片預制體13與碳纖維織物套14放入RTM模具中，采用RTM技術將葉片預制體13與碳纖維織物套14閉模并固化成型，得到復合材料葉片。進一步地，本航空發動機的復合材料葉片的成型方法，包括以下具體的步驟：（1）參見圖1，在送料輥2的作用下將碳纖維絲束從第一收卷盤1上牽引出來，使用展紗輥3將碳纖維絲束展開且展開后的碳纖維絲束具有一定的寬度，通過送料輥2使展開后的碳纖維絲束經過裝滿熱塑性樹脂泥漿4的膠槽5，其中熱塑性樹脂泥漿4為粉末泥漿，熱塑性樹脂粉末的直徑控制在10μm以下，熱塑性樹脂泥漿4對碳纖維絲束進行浸漬，浸漬后得到含有較低樹脂含量的中間體絲束9；（2）中間體絲束9在送料輥2的作用下經過烘道6，烘道6對中間體絲束9進行烘干，烘干后的中間體絲束9在送料輥2的作用下被第二收卷盤7收卷起來；（3）參見圖2，完成中間體絲束9的收卷后，采用超聲振動加熱的方式對中間體絲束9進行加熱，可以使用超聲振動加熱頭11對中間體絲束9進行加熱，在超聲振動加熱頭11的加熱作用下降低了中間體絲束9中熱塑性樹脂的粘度，其中超聲振動加熱頭11在加熱時的超聲振動頻率為20kHz，振幅為0.15，然后采用干鋪絲的方法將加熱后的中間體絲束9進行逐層鋪放，鋪放后形成葉片預制體；其中采用干鋪絲的方法為：使用鋪放壓輥8按照預設的軌跡將加熱后的中間體絲束9自動鋪放在鋪放模具10的表面，鋪放壓輥8的鋪放速率為15m/min，并在上一層的中間體絲束的表面再逐層鋪放中間體絲束，形成鋪放中的預浸紗12，當鋪放完成后，形成葉片預制體13，將葉片預制體13從鋪放模具10的表面上取下；采用超聲振動加熱的方式和干鋪絲的方法能對中間體絲束9進行精確定位從而進行精確逐層鋪放，且逐層鋪放的中間體絲束9具有一定的界面結合強度,其中如果葉片預制體13的材料不同，逐層鋪放的中間體絲束9的層數不同；（4）在采用干鋪絲的方法形成的葉片預制體13的外部套上碳纖維織物套14，碳纖維織物套14提高了葉片預制體13的整體性和抗沖擊，再采用三維縫合的方法并利用封邊Kevlar縫合線15對碳纖維織物套14與內部的葉片預制體13的邊緣處進行封邊縫合，縫合參數為Kevlar29（1500旦），縫合密度為3×3；（5）將縫合后的葉片預制體13與本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種航空發動機的復合材料葉片的成型方法，其特征在于，包括以下步驟：（1）將碳纖維絲束展開，使用熱塑性樹脂泥漿浸漬展開后的碳纖維絲束，得到中間體絲束；（2）烘干中間體絲束；（3）采用超聲振動加熱的方式對中間體絲束進行加熱，采用干鋪絲的方法將加熱后的中間體絲束進行逐層鋪放，鋪放后形成葉片預制體；（4）在葉片預制體的外部套上碳纖維織物套，采用三維縫合的方法對碳纖維織物套與內部的葉片預制體進行邊緣縫合；（5）將縫合后的葉片預制體與碳纖維織物套放入RTM模具中，采用RTM技術將葉片預制體與碳纖維織物套閉模并固化成型，得到復合材料葉片。

【技術特征摘要】
1.一種航空發動機的復合材料葉片的成型方法，其特征在于，包括以下步驟：（1）將碳纖維絲束展開，使用熱塑性樹脂泥漿浸漬展開后的碳纖維絲束，得到中間體絲束；（2）烘干中間體絲束；（3）采用超聲振動加熱的方式對中間體絲束進行加熱，采用干鋪絲的方法將加熱后的中間體絲束進行逐層鋪放，鋪放后形成葉片預制體；（4）在葉片預制體的外部套上碳纖維織物套，采用三維縫合的方法對碳纖維織物套與內部的葉片預制體進行邊緣縫合；（5）將縫合后的葉片預制體與碳纖維織物套放入RTM模具中，采用RTM技術將葉片預制體與碳纖維織物套閉模并固化成型，得到復合材料葉片。2.根據權利要求1所述的航空發動機的復合材料葉片的成型方法，其特征在于：所述將碳纖維絲束展開包括將碳纖維絲束通過展紗輥展開且展開后的碳纖維絲束具有固定的寬度。3.根據權利要求2所述的航空發動機的復合材料葉片的成型方法，其特征在于：所述烘干中間體絲束包括使用烘道將中間體絲...

【專利技術屬性】
技術研發人員：還大軍，李勇，褚奇奕，肖軍，齊俊偉，
申請(專利權)人：南京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：江蘇,32