一种航空发动机的风扇叶片及其制作方法与流程

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机的风扇叶片及其制作方法。

背景技术：

大涵道比发动机的风扇叶片越来越长，重量越来越大，随着技术的进步，人们对航空发动机性能的要求也越来越高，为了减小发动机的重量，以增大发动机推力，许多新结构设计被不断提出，新的工艺也不断被应用，其中，树脂基复合材料被越来越广泛的应用在结构设计上，国内现有的大涵道比风扇叶片采用整体复合材料的设计方法，然而基于传统方法及结构设计出的风扇叶片，若采用传统的铺带法的叶片无法满足冲击，采用整体编织的叶片根部强度不足，容易发生根部断裂。现有技术中的混合结构复合材料叶片，该叶片从榫头底部至叶尖均由钛合金基体构成并在其上开设田字形框架结构，在该基体叶盆及叶背两侧覆以复合材料填充物构成叶片叶身，并在叶片的外表面覆盖蒙皮形成叶片型面，然而这样的结构叶片可能存在的颤振失稳，椭圆形孔可能出现的纤维编织物受力出现集聚的现象，宽弦叶片内核和外壳间在高转速和高离心力下可能出现的分层现象，而且，叶片前缘容易出现错层，叶片的抗冲击性能和抗分层性能差。另一种通过使用网状包覆层对复合材料风扇叶片进行包覆增强，在高速转动时金属网所带来的额外离心载荷通过复合材料层最终作用于复材叶根处，额外增加了复材叶片的载荷；还有的专利中采用空心叶片以及航空发动机，叶片全部采用增材制造打印而成，结构相比复合材料会更加笨重一些，不能够更好地满足现有发动机轻量化设计制造理念。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

基于以上技术问题，本发明提供了一种航空发动机的风扇叶片，旨在利用金属骨架的结构强度提高复合材料叶片的抗冲击强度，充分利用树脂基复合材料来降低整个叶片的重量，该种结构设计对于提高航空发动机的推重比与综合战术指标具有重要意义。

(二)技术方案

第一方面，本发明提供了一种航空发动机的风扇叶片，包括：镂空金属骨架1，包括叶身11，叶身11的截面形状为弧形双箭头或鱼刺形，，叶身11的凹面为叶盆112，叶身11的凸面为叶背113，叶身11上设有多个矩形孔111，矩形孔111贯通叶盆112和叶背113；内固化层2，其覆盖于叶盆112和叶背113的外表面，并贯通矩形孔111；外固化层3，其覆盖于内固化层2和镂空金属骨架1的外表面；金属包边4，其设于外固化层3的先迎风端。

可选地，还包括多个加强板5，多个加强板5插设于外固化层3和/或内固化层2。

可选地，加强板5的材料为z-pin。

可选地，矩形孔上设有圆形倒角。

可选地，内固化层2由纤维和树脂固化而成。

可选地，镂空金属骨架1与金属包边4空间交叠。

可选地，外固化层3的材料为预浸料。

可选地，镂空金属骨架1还包括榫根12，叶身11垂直设于榫根12的表面。

可选地，叶身11与榫根12距离最远的表面为叶身11的叶顶114，叶身11表面设有至少一条凸起115，每一凸起115从榫根12延伸至叶顶114。

另一方面，本发明提供了一种航空发动机的风扇叶片的制作方法，包括：s1，采用机械加工或3d打印技术生成镂空金属骨架1；s2，采用铺缝法将纤维和树脂固化于镂空金属骨架1的叶盆112和叶背113，生成内固化层2；s3，采用预浸料覆盖固化层2和镂空金属骨架1的外表面生成外固化层3，并在覆盖所述固化层2和镂空金属骨架1的外表面的同时镶嵌加强板5；s4，采用金属板覆盖外固化层3的先迎风端，生成金属包边4。

(三)有益效果

本发明提供了一种航空发动机的风扇叶片，至少具有如下技术效果：

(1)该叶片内部采用金属骨架，该骨架为双箭头形，其结构强度高，在受到撞击后不易损坏；

(2)金属包边4和镂空金属骨架1为交叠设计，避免所述叶片前缘受冲击后损坏；

(3)除金属包边4和镂空金属骨架1外，其他结构采用复合材料，降低了叶片重量；

(4)采用铺缝法完成内固化层2与镂空金属骨架1的编织，强化金属和复合材料之间的结合，避免了叶片在高转速下出现不同材料结构的分层，延长了叶片的使用寿命。

附图说明

图1a示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的主视图；

图1b示意性示出了本公开实施例的图1中的a-a剖面线对应的剖视图；

图2示意性示出了本公开实施例的垂直于图1中的a-a剖面线的剖面线对应的剖视图

图3a示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的镂空金属骨架1的俯视图；

图3b示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的镂空金属骨架1的三维立体图；

图4a示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的镂空金属骨架1的叶身11不具有凸起115时的俯视图；

图4b示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的镂空金属骨架1的叶身11具有一条凸起115时的俯视图；

图4c示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的镂空金属骨架1的叶身11具有三条凸起115时的俯视图；

图4d示意性示出了本公开实施例的图4c对应的立体图；

图5a示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的内固化层2的三维结构图；

图5b示意性示出了本公开实施例的图5a中剖面线e-e对应的三维剖视图；

图6a示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的外固化层3的三维结构图；

图6b示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的外固化层3的主视图；

图6c示意性示出了本公开实施例的图6b中剖面线d-d对应的剖视图；

图7示意性示出了本公开实施例的外固化层3和加强板5的结构示意图；

图8示意性示出了本公开实施例的包含金属包边4的风扇叶片的局部剖视图；

图9示意性示出了本公开实施例的风扇叶片的约束示意图；

图10示意性示出了本公开实施例的一种航空发动机的风扇叶片的制作方法步骤图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

本发明提供了一种航空发动机的风扇叶片，参见图1a、图1b以及图2，其中，图1a中a-a为剖面线，图1b为a-a剖面线对应的剖视图，图2为垂直于a-a剖面线的剖面线对应的剖视图，可知该风扇叶片包括镂空金属骨架1、内固化层2、外固化层3、金属包边4以及加强板5，其中：镂空金属骨架1，包括叶身11，叶身11的截面形状为弧形双箭头或鱼刺形，叶身11的凹面为叶身11的叶盆112，叶身11的凸面为叶身11的叶背113，叶身11上设有多个矩形孔111，矩形孔111贯通叶盆112和叶背113；内固化层2，其覆盖于叶盆112和叶背113的外表面，并贯通矩形孔111；外固化层3，其覆盖于内固化层2和镂空金属骨架1的外表面；金属包边4，其设于外固化层3的先迎风端。以下将对其进行详细介绍。

镂空金属骨架1，参见图3a和图3b，包括叶身11，叶身11的截面形状为弧形双箭头或鱼刺形，叶身11的凹面为叶身11的叶盆112，叶身11的凸面为叶身11的叶背113，叶身11上设有多个矩形孔111，矩形孔111贯通叶盆112和叶背113；

具体的，该镂空金属骨架1，包括叶身11，该叶身11的凹面为叶身11的叶盆112，叶身11的凸面为叶身11的叶背113，叶身11上设有多个矩形孔111，矩形孔111贯通叶盆112和叶背113，该矩形孔111为减重孔，其具体数量根据实际需要进行强度设计计算后确定，矩形结构可以避免其他圆形或椭圆形结构设计可能存在的叶片受力过程中纤维向圆孔或椭圆孔低点聚集造成的叶片内部纤维铺层结构的紊乱，进而避免由于纤维分布错乱造成的叶片使用性能下降和强度下降；该矩形孔111周边设有较大圆形倒角，有效避免了尖角边缘处出现应力集中而造成镂空金属骨架1强度降低的情况，提高了整个叶片的使用寿命；同时该矩形孔111用于镂空金属骨架1和纤维材料编织时的纤维穿插和纤维铺缝时的纤维穿插，其表面经过喷砂或毛化处理，表面的粗糙度增大，便于和纤维材料的界面结合。参见图3a，该镂空金属骨架1还包括榫根12，叶身11垂直设于榫根12的表面，叶身11与榫根12距离最远的表面为叶身11的叶顶114，叶身11表面设有至少一条凸起115，参见图4a～图4d，每一凸起115从榫根12延伸至叶顶114。该凸起115起到加强筋的作用，其分布设数列安装叶片的实际运行情况下的强度分析缺，小的叶片当转速较低时，可以直接采用双箭头的简化设计方法，当叶片的尺寸和长度较大时，且转速较高时，可以此根据强度的要求设计加强筋凸起115，进一步强化镂空金属骨架1的强度，满足要抗冲击性能的要求。

该镂空金属骨架1可以采用机械加工或3d打印等技术生成。

内固化层2，如图5a和图5b，其覆盖于叶盆112和叶背113的外表面，并充满矩形孔111；

具体的，该内固化层2材料为纤维和树脂，首先使用纤维穿插叶盆112和叶背113的外表面，并穿插矩形孔111，而后采用树脂固化，将镂空金属骨架1牢牢包裹，树脂固化后的内固化层2能够镶嵌与两凸起115之间的凹槽，最终形成光滑的外形曲面，便于外固化层3的包裹和铺贴固化，形成整个风扇叶片的内核结构。

外固化层3，如图6a～6c，其中图6a为外固化层3的三维斜视图，图6b为外固化层3的主视图，图6c为图6b中d-d剖面线对应的剖视图，其覆盖于内固化层2和镂空金属骨架1的外表面；

具体的，外固化层3的材料为预浸料，采用预浸料铺层沿榫根12到叶顶114采用预浸料包裹缠绕，包裹缠绕需要保证材料的连续，能够最大限度降低风扇叶片的变形，使得叶片的镂空金属骨架1和内部复合材料的变形接近，减少层间应力的大小，最终形成风扇叶片的外表面。

该风扇叶片还包括多个加强板5，如图7所示，多个加强板5插设于外固化层3和/或内固化层2；

具体的，该加强板5的材料为z—pin，其插设于外固化层3内，强化外固化层3的层间强度，部分加强板5可同时插设于外固化层3和内固化层2中，强化外固化层3和内固化层2之间的结合强度，避免叶片在撞击过程中叶片轴向方向的内部变形所造成的复合材料层间分离，提高复合材料的使用性能，保证叶片满足强度要求。

金属包边4，参见图8，其设于外固化层3的先迎风端。

具体的，金属包边4包覆于外固化层3的先迎风端，主要用于抵御飞鸟等的冲击，如图8中箭头的方向即为可能的受力方向，金属包边4和镂空金属骨架1之间存在交叠。在冲击力的作用下，金属包边4和镂空金属骨架1前缘之间的外固化层3发生压缩变形，由于存在嵌套交叠，可以避免金属包边4和镂空金属骨架1前缘不会脱臼，避免发生两者错位而撕裂外固化层3的现象发生，避免鸟撞引起的前缘开裂和分层现象的出现，保证叶片的整体前缘抗冲击的效果。

如图9示意性示出了本公开实施例中叶片的约束示意图，图中黑色箭头表示叶片在装配和运行时榫槽对叶片的约束，镂空金属骨架1的叶根和外固化层3的下部铺料一起形成风扇叶片的叶根，该结构中镂空金属骨架1的叶根承受了其在高速运行时绝大部分离心力，并通过外固化层3的下部铺料一起传递至榫根处，避免了依靠复合材料来承受叶片自身的离心力，而外固化层3的铺料最终仅受镂空金属骨架1的叶根和榫槽之间的挤压力，而作用于其上的滑移摩擦载荷相对而言较小，这样能够充分发挥材料的力学性能，避免航空发动机风扇叶片叶根的断裂风险。

另一方面，参见图10，本发明提供了一种航空发动机的风扇叶片的制作方法，包括：s1，采用机械加工或3d打印技术生成镂空金属骨架1；s2，采用铺缝法将纤维和树脂固化于镂空金属骨架1的叶盆112和叶背113，生成内固化层2；s3，采用预浸料覆盖固化层2和镂空金属骨架1的外表面生成外固化层3，并在覆盖所述固化层2和镂空金属骨架1的外表面的同时镶嵌加强板5；s4，采用金属板覆盖外固化层3的先迎风端，生成金属包边4。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。