以碳化硅纤维为基体,制备了涡轮进气道导叶。一种独特的设计,布料由碳化硅纤维,使其有可能实现几何特征,以形成这些叶片在相同的翼型形状,如那些先前的金属叶片。

每个叶片的纤维成分是由sic纤维布涂层氮化硼制成的。采用化学气相渗SiC、浆料铸造SiC、熔体渗硅的方法制备基体。

这些SiC/SiC叶片被发现能够承受温度400°F(222°C)大于那些可以承受镍基高温合金涡轮翼型,现在在燃气涡轮发动机中普遍使用。SiC/SiC部件具有较高的温度性能,这将使其使用时的冷却量比金属部件少得多,从而使发动机能够在排放更少的NOx和CO的同时更高效地运行。

图1所示。SiC/SiC复合材料涡轮叶片我们制作了两种结构:一种是无网的,一种是内网的。

制备了两种不同构型的SiC/SiC复合材料叶片。其中一种配置的每个叶片都有两个由叶片吸力侧和压力侧之间的腹板形成的内腔。其他结构的每个叶片都没有腹板(见图1)。

目前,碳化硅/碳化硅复合材料的首选材料是硬质化学计量SiC纤维,要制造出像这些叶片后缘那样具有小半径的部件是很困难的。满足这些叶片严重几何和结构要求,上述独特的布料设计,用术语“Y-cloth,”构想的地区(见图2)。离开后缘,Y-cloth功能纤维结构特征和成功演示了在燃烧室内衬。为了形成一个锋利的后缘(半径为0.3毫米),织物在织造过程中被分成两个平面。形成后缘部分的纤维束是互锁的,从而提高了由此产生的复合材料的穿透厚度强度。

图2。Y-Cloth使形成后缘到所需的小半径成为可能。

webless叶片的配置,每个由六层Ycloth上篮,每个Y-cloth层的长度被切断,这样两条对应上述两架飞机将包装的四周石墨10毫米重叠叶片预成型工具。重叠的部分被用来将两条条纹以边缘拼接的方式连接起来。为了制作外部第六层,一个标准的机织布被剪成所需的最终长度,并在布的两端后缘处进行流苏拼接。然后对布料进行预浸。然后将整个组件放入铝制压实工具中,以形成叶片的外网形状。预浸料干燥后,将预浸料从铝工具中取出,放入外部石墨工具中,然后运往供应商进行基体渗透。

为了制作带有内部纤维网的叶片的SiC纤维预成型件,我们采用了一种略微不同的初始方法。首先将两层二维的2 × 2±45°编织管围绕网状石墨芯轴滑动,形成内部腔体(并最终形成纤维网)。两个芯棒上的管子预浸后晾干。最终的两个组件被放在一起,然后以与上述无叶片结构的六层相同的方式将另外的四层包裹在它们周围。

SiC纤维预制件的固结为SiC/SiC复合材料部件是由商业供应商使用他们的标准工艺进行的。两个无网络SiC/SiC涡轮叶片的能力在涡轮环境中进行了测试。测试包括50小时的稳态运行和102次2分钟的热循环。试验期间,表面温度达到了1320°C。

这项工作是由Glenn研究中心的Anthony M. Calomino和Michael J. Verrilli完成的。欲了解更多信息,请访问材料类别下的www.nwazel.com/tsp免费在线技术支持包(TSP)。

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NASA技术简报杂志

本文首次发表于2006年10月号NASA技术简介杂志。

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