专利名称：一种飞机发动机包绕结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于飞机发动机的包绕结构，尤其涉及一种具有夹层结构的包容机舱。
背景技术：
当前，大型商业喷气飞机通常都采用了大推力涡轮风扇航空发动机，该类型的涡轮风扇航空发动机都使用了大尺寸的风扇叶片，最大的风扇叶片直径可达3m，工作时风扇叶尖处的切线速度超过450m/s，未来涡轮风扇航空发动机的发展，涡轮风扇叶尖的切线速度会更高。高速运转的叶片受外物撞击损伤或高频率振动疲劳等的影响，不可避免地会出现叶片断裂故障。断裂叶片具有很高的能量，如果叶片击穿发动机机舱，由于飞机的油箱与发动机紧挨在一起，会引发油箱爆炸造成灾难性事故。因此，航空发动机的设计和制造，必须考虑发动机短舱的包容能力。目前的防护装甲一般都是双层设计:外层由较硬的材料构成，通常为陶瓷；而内层则为柔性材料，如铝或者kevlar纤维。陶瓷材料通常经过复合硬化表面处理，即在陶瓷表面涂一定量的树脂玻璃纤维或者kevlar材料来提高其抗冲击性，装甲结构中外层氧化铝陶瓷内层kevlar纤维是常见的组合。现有的航空发动机包容机舱有如下三种，第一种是由高强度合金钢制成的圆环形结构，钢铁材料的强度和韧性都很好，这种机匣防护效果较好，但是材料的密度高，不符合航空部件轻质化的要求；第二种是由锂合金、镁合金、铝合金和钛合金等轻金属材料制成，这类轻金属材料强度和韧性差，虽然密度小，但是防护效果不佳；第三种是在锂合金、镁合金、铝合金和钛合金等轻金属材料制成的圆环上缠绕玻璃纤维、kevlar纤维和碳纤维等高强度纤维，使用环氧树脂和聚酰亚胺等高分子树脂材料为粘结剂固化后形成的纤维缠绕复合材料包容机匣，这种机匣具有重量轻、防护效果好的特点，是大推力涡轮风扇发动机风扇叶片包容机匣的首选。树脂为基的复合材料的使用温度有很大的局限。在长时间使用的条件下，环氧树脂一般不超过200°C，正在发展的聚酞亚胺的也不超过300°C 350°C。即使在较低的温度下，树脂基的弹性模量和强度也不高，在大的负荷应力下容易开裂。特别是单向复合材料的层间强度决定于基体，而树脂基的强度低。虽然可以通过纤维交叉排列来改善偏轴方向的性能，但又会使轴向性能削弱，致使复合材料的特点得不到充分发挥。
发明内容
为了克服上述缺点和弊端，本发明提供一种用于飞机发动机的包容机舱，呈圆筒状，包括夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构，其特征在于金属层采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷材料层由氧化锆基体与按照重量比5:2或4:3的比例混合铬粉和铝粉制成的增韧相构成，其中氧化锆基体与增韧相的体积比为 3:1 或 4:5。优选地，选择纯度大于99.5%的铬粉和铝粉按照重量比5:2的比例混合，在氮气保护下进行球磨100个小时，得到增韧相粉体；然后，取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积t匕3:1的比例混合，在球磨机中球磨5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1750摄氏度的温度下烧结1.8小时，总升温时间为8小时；再以220舒适度每小时的速度冷却至1200摄氏度热处理3.5小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1460摄氏度热处理1.6小时，而后再次自然冷却至室温即可获得所述陶瓷材料。优选地，所述铬粉和铝粉按照重量比为4:3的比例混合，在氮气保护下进行球磨90个小时，得到增韧相粉体；然后，取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比4:5的比例混合，在球磨机中球磨5.5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1700摄氏度的温度下烧结2.0小时，总升温时间为9小时；再以230摄氏度每小时的速度冷却至1250摄氏度热处理
4.0小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1480摄氏度热处理1.5小时，而后再次自然冷却至室温即可获得所述陶瓷材料。优选地，所述机舱从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、陶瓷层，纤维材料多层缠绕，多层之间纤维方向交错设置，纤维可以是整块也可以由多块纤维拼缝焊接而成；金属圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成；陶瓷圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成。圆筒的外径2000mm 4000mm,金属层的厚度1.5mm 5mm,内层陶瓷层的厚度IOmm 20mm,外层陶瓷的厚度5mm 10mm。优选地，所述机舱从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、金属层，纤维材料多层缠绕，多层之间纤维方向交错设置，纤维可以是整块也可以由多块纤维拼缝焊接而成；金属圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成；陶瓷圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成。圆筒的外径2000mm 4000mm,内层金属层的厚度
2.5mm 6mm,陶瓷层的厚度15mm 25mm,外层金属层的厚度0.5mm 1.0mm。由于本发明中采用了高韧性、多孔氧化锆陶瓷材料，根据本发明的包容机舱具有非常优异的抗冲击性能，同时具有低密度性。而且本发明中采用氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，消除了树脂纤维不适应高温的缺点。
具体实施例方式本发明中的发动机包容机舱具有夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构。其中的金属层例如采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷材料是一种高韧性氧化锆陶瓷。所述氧化锆陶瓷材料以氧化锆为基体，采用铬/铝相作为增韧相。具体地，首先选择纯度大于99.5%的铬粉和铝粉按照重量比5:2的比例混合，在氮气保护下进行球磨100个小时，得到增韧相粉体；然后，取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比3:1的比例混合，在球磨机中球磨5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1750摄氏度的温度下烧结1.8小时，总升温时间为8小时；再以220舒适度每小时的速度冷却至1200摄氏度热处理3.5小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1460摄氏度热处理1.6小时，而后再次自然冷却至室温即可。在另一个实施例中，所述铬粉和铝粉按照重量比为4:3的比例混合，在氮气保护下进行球磨90个小时，得到增韧相粉体；然后，取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比4:5的比例混合，在球磨机中球磨5.5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1700摄氏度的温度下烧结2.0小时，总升温时间为9小时；再以230摄氏度每小时的速度冷却至1250摄氏度热处理4.0小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1480摄氏度热处理1.5小时，而后再次自然冷却至室温即可。所述夹层结构是在70(TC 1750°C温度下，通过活性铸接工艺、粉末烧结工艺或活性金属钎焊工艺将金属层、纤维层和陶瓷层焊接在一起。本发明中所述的活性金属钎焊工艺的一种方式为:将活性金属钎焊材料均匀涂刷在要结合的金属层和陶瓷层表面，并将它们放置在一起，先在烘箱中将有机溶剂烘干，然后放置在真空电炉中，慢速升温到800°C 850°C，保温15 20分钟，随炉冷却，即可获得结合良好的纤维增强的金属/陶瓷层状复合材料结构。本发明中所述的活性铸接工艺是指在高温下，通过所述物理或化学方法减小金属熔体的表面张力，使其能够在陶瓷表面湿润并凝固，从而使金属和陶瓷焊接在一起。本发明所述的粉末烧结工艺的一种方式是:将粉末烧结材料均匀涂刷在要结合的金属层、纤维层和陶瓷层表面，并将它们放置在一起，先在烘箱中将有机溶剂烘干，然后放置在真空电炉中，升温到1650°C 1750°C，保温150分钟，随炉冷却，即可获得结合良好的纤维增强金属/陶瓷层状复合材料防护板。在一个实施例中，通过活性金属钎焊工艺、活性铸接工艺和粉末烧结工艺制造的一种圆筒层状复合结构，从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，纤维可以是整块也可以由多块纤维拼缝焊接而成；金属圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成；陶瓷圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成。圆筒的外径2000_ 4000mm,金属层的厚度1.5mm 8mm,陶瓷层的厚度25mm 30mm。在另一个实施例中，通过活性金属钎焊工艺、活性铸接工艺和粉末烧结工艺制造的一种圆筒层状复合结构，从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、金属层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，纤维可以是整块也可以由多块纤维拼缝焊接而成；金属圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成；陶瓷圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成。圆筒的外径2000mm 4000mm,内层金属层的厚度2.5mm 6mm,陶瓷层的厚度15mm 25mm,夕卜层金属层的厚度0.5mm 1.0mm。在另一个实施例中，通过活性金属钎焊工艺、活性铸接工艺和粉末烧结工艺制造的一种圆筒层状复合结构，从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，纤维可以是整块也可以由多块纤维拼缝焊接而成；金属圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成；陶瓷圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成。圆筒的外径2000mm 4000mm,金属层的厚度1.5mm 5mm,内层陶瓷层的厚度IOmm 20mm,外层陶瓷的厚度5mm 10mm。前述关于氧化锆陶瓷的不同实施例与上述三个关于包容机舱的具体实施例可以进行组合。而且本领域技术人员可以根据本发明公开的内容和所掌握的本领域技术对本发明内容做出替换或变型，但是这些替换或变型都不应视为脱离本发明构思的，这些替换或变型均在本发明要求保护的权利范围内。
权利要求
1.一种用于飞机发动机的包容机舱，呈圆筒状，包括夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构，其特征在于金属层采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷材料层由氧化锆基体与按照重量比5:2或4:3的比例混合铬粉和铝粉制成的增韧相构成，其中氧化锆基体与增韧相的体积比为3:1或4:5。
2.根据权利要求1所述的包容机舱，其特征在于选择纯度大于99.5%的铬粉和铝粉按照重量比5:2的比例混合，在氮气保护下进行球磨100个小时，得到增韧相粉体；然后，取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比3:1的比例混合，在球磨机中球磨5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1750摄氏度的温度下烧结1.8小时，总升温时间为8小时；再以220舒适度每小时的速度冷却至1200摄氏度热处理3.5小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1460摄氏度热处理1.6小时，而后再次自然冷却至室温即可获得所述陶瓷材料。
3.根据权利要求1所述的包容机舱，其特征在于所述铬粉和铝粉按照重量比为4:3的比例混合，在氮气保护下进行球磨90个小时，得到增韧相粉体；然后，取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比4:5的比例混合，在球磨机中球磨5.5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1700摄氏度的温度下烧结2.0小时，总升温时间为9小时；再以230摄氏度每小时的速度冷却至1250摄氏度热处理4.0小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1480摄氏度热处理1.5小时，而后再次自然冷却至室温即可获得所述陶瓷材料。
4.根据权利要求1-3所述的包容机舱，其特征在于所述机舱从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、陶瓷层，纤维材料多层缠绕，多层之间纤维方向交错设置，纤维可以是整块也可以由多块纤维拼缝焊接而成；金属圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成；陶瓷圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成。圆筒的外径2000mm 4000mm,金属层的厚度1.5mm 5mm,内层陶瓷层的厚度IOmm 20mm,外层陶瓷的厚度5_ 10mnin
5.根据权利要求1-3所述的包容机舱，其特征在于所述机舱从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、金属层，纤维材料多层缠绕，多层之间纤维方向交错设置，纤维可以是整块也可以由多块纤维拼缝焊接而成；金属圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成；陶瓷圆筒可以是一个整体也可以由多块圆弧拼缝焊接而成。圆筒的外径2000mm 4000mm,内层金属层的厚度2.5mm 6mm,陶瓷层的厚度15mm 25mm,外层金属层的厚度0.5mm 1.0mm。
全文摘要
本发明提供一种用于飞机发动机的包容机舱，呈圆筒状，包括夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构，金属层采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷层包括氧化锆和铬/铝增韧相。本发明的包容机舱硬度高、韧性好、质量轻，具有很好的抗冲击性能，可广泛的应用于航空发动机。
文档编号B64D29/00GK103158878SQ20131006512
公开日2013年6月19日 申请日期2013年3月1日 优先权日2013年3月1日
发明者狄睿, 狄春保 申请人:溧阳市科技开发中心