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。

这些叶片中的每一个的纤维组分由涂有氮化硼的SiC-纤维布制成。通过用SiC的化学蒸汽浸润形成基质,然后用​​SiC的浆料浇铸,然后用硅熔融渗透。

发现这些SiC / SiC叶片能够高于400°F(222°C)的温度,这些温度大于燃气涡轮发动机中常用的镍基超合金涡轮机翼型的镍基超合金涡轮机翼型。预计SiC / SiC零件的较高温度能力将使它们可以使用比用于金属部件的冷却明显较低,从而使发动机能够更有效地操作,同时发出较少量的NOx和CO。

图1。SIC / SIC复合涡轮机叶片用两种配置制造:一个人,一个带内部web。

SiC / SiC复合叶片以两种不同的配置制造。其中一个配置的每个叶片具有由纸张之间的卷材形成的两个内腔,并且在叶片的压力侧之间形成。其他配置的每个叶片都没有网(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布使得可以将尾部形成为所需的小半径。

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。

为了使具有内网的叶片的SiC光纤预制件,遵循略微不同的初始方法。形成内腔(和最终腹板)的两个部分中的每一个通过首先将两个同心层的二维,2×45° - 编织管周围缠绕在网状石墨骨架周围。两种芯轴上的管被预先进行并使其干燥。将得到的两个子组件置于一起,然后以与上述相同的方式缠绕四个额外的帘布层,如上所述的六层无档配置。

使用其标准过程,由商业供应商进行SiC纤维的固结成SiC / SiC复合部件。在涡轮环境中的测试中证明了两种防蛀SIC / SIC涡轮机叶片的能力。测试包括50小时的稳态操作和102个两分钟的热循环。在测试期间达到1,320℃的表面温度。

这项工作由Anthony M. Calomino和Glenn Research Center的Michael J. Verrilli完成。有关详细信息,请访问“材料类别下的WWW.TechbrieCS.com/TSP”在线访问技术支持包(TSP)。

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NASA GLENN研究中心
创新伙伴关系办公室
ATTN:Steve Fedor
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21000 Brookpark Road.
克利夫兰
俄亥俄州44135。

请参阅Lew-17882-1。


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本文首次发表于2006年10月号NASA技金宝搏官网术简介杂志。

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