[0001] 本实用新型涉及属于航空发动机零部件制造技术领域，特别是一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具。

[0002] 陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片作为航空发动机最关键的零件之一，由于涡轮导向器叶片工作环境非常恶劣，承温最高、承受强烈的热腐蚀、承受热冲击最严重，而陶瓷基复合材料因密度小、比强度高、比刚度高、耐高温性好等优良性能，最有可能取代镍基高温合金在更高温度下使用的涡轮导向器叶片高温材料为陶瓷基复合材料。陶瓷基复合材料一般指碳纤维增强碳基（C/C）复合材料、碳纤维增强碳化硅陶瓷基（C/SiC）复合材料、碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基（SiC/SiC）复合材料，是一种超高温复合材料，工作温度高达1650℃。

[0003] 目前，陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片一般制备过程为叶片预制体编织→化学气相渗积（chemical vapor infiltration，CVI）界面层→基体致密化（采用CVI和PIP技术）→机械加工→涂层制备→检查验收。具有三维翼型叶身的高性能陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片，必须采用三维编织（如2.5D、三维四向、三维五向、正交三向等）方法编织导向叶片预制体，叶片特别其工作面的制备要求近净成型（即制备过程中叶片不允许或少量允许机械加工）。但由纤维编织的叶片预制体较松软，且依靠编织的叶片不可能达到叶身三维翼型等设计尺寸。在叶片预制体CVI沉积界面层、基体致密化初期阶段等制备过程中，因为没有将叶片预制体进行工装，陶瓷基复合材料叶片的形状尺寸难保证，会出现翘曲、扭曲、凸起等缺陷，造成陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片制备失败。其中，叶片预制体的结构如图1和2所示，叶片预制体包括本体（1）、小缘板（2）和大缘板（3）组成，小缘板（2）固连于本体（1）顶部，小缘板（2）固连于本体（1）底部，本体（1）的前部为叶背翼型（21），后部位叶盆翼型（22）。实用新型内容

[0004] 本实用新型的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种保证成品叶片工作面无或少余量加工、快速拆装和组装、有效实现陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片的近净成型、制造成本低的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具。

[0005] 本实用新型的目的通过以下技术方案来实现：一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具，它包括大缘板模块、小缘板模块、叶背翼型模块和叶盆翼型模块，所述的大缘板模块的顶部设置有与叶片预制体大缘板相配合的腔体A，大缘板模块上还设置有分别位于腔体A左右侧的叶背定位块和叶盆定位块，叶背定位块位于叶盆定位块的前侧，所述的小缘板模块的底部设置有与小缘板相配合的腔体B；所述的叶背翼型模块的后侧设置有与叶背翼型相配合的曲面，叶背翼型模块的底部开设有第一定位孔，叶背翼型模块放置于大缘板模块上且第一定位孔与叶背定位块相配合；所述的叶盆翼型模块的前侧设置有与叶盆翼型相配合的凸起，叶盆翼型模块的底部开设有第二定位孔，叶盆翼型模块放置于大缘板模块上且第二定位孔与叶盆定位块相配合；所述的叶盆翼型模块和叶背翼型模块的左右侧均还固设有安装板，叶盆翼型模块和叶背翼型模块均设置于大缘板模块和小缘板模块之间，叶盆翼型模块的安装板与叶背翼型模块的安装板之间设置有锁紧短螺钉，叶盆翼型模块、大缘板模块和小缘板模块之间设置有锁紧长螺钉，且叶背翼型模块、大缘板模块和小缘板模块之间设置有锁紧长螺钉；所述的大缘板模块的外表上均分布有多个连通腔体A的小孔，小缘板模块的外表面上均分布有多个连通腔体B的小孔，叶背翼型模块的正面分布有多个贯穿曲面的小孔，叶盆翼型模块的后面设置有多个贯穿凸起的小孔。

[0006] 所述的翼型模块上的两个安装板结构相同。

[0007] 所述的锁紧短螺钉和锁紧长螺钉上均螺纹连接有锁紧螺母。

[0008] 所述的横向相邻两个小孔之间的间距、纵向相邻两个小孔之间的间距均为7 8mm。~

[0009] 所述的小孔的直径为2～3mm。

[0010] 本实用新型具有以下优点：（1）本实用新型通过采用耐高温合金或石墨材料设计的四大模块，再采用拧紧的螺钉与螺母配合施力，固定并压紧、压实叶片预制体，为叶片近净尺寸成型提供了有利条件。（2）本夹具保证了叶片工作面无或少余量加工，避免了破坏叶片的三维纤维编织结构和避免了降低叶片性能指标，提高了叶片制备质量和生产效率。

[0023] 下面结合附图对本实用新型做进一步的描述，本实用新型的保护范围不局限于以下所述：

[0024] 如图3 11所示，一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹~具，它包括大缘板模块4、小缘板模块5、叶背翼型模块6和叶盆翼型模块7，所述的大缘板模块4的顶部设置有与叶片预制体大缘板3相配合的腔体A8，大缘板模块4上还设置有分别位于腔体A8左右侧的叶背定位块9和叶盆定位块10，叶背定位块9位于叶盆定位块10的前侧，所述的小缘板模块5的底部设置有与小缘板2相配合的腔体B11；所述的叶背翼型模块6的后侧设置有与叶背翼型21相配合的曲面12，叶背翼型模块6的底部开设有第一定位孔13，叶背翼型模块6放置于大缘板模块4上且第一定位孔13与叶背定位块9相配合；所述的叶盆翼型模块7的前侧设置有与叶盆翼型22相配合的凸起14，叶盆翼型模块7的底部开设有第二定位孔15，叶盆翼型模块7放置于大缘板模块4上且第二定位孔15与叶盆定位块10相配合；所述的叶盆翼型模块7和叶背翼型模块6的左右侧均还固设有安装板16，叶盆翼型模块7和叶背翼型模块6均设置于大缘板模块4和小缘板模块5之间，叶盆翼型模块7的安装板16与叶背翼型模块6的安装板16之间设置有锁紧短螺钉17，叶盆翼型模块7、大缘板模块4和小缘板模块
5之间设置有锁紧长螺钉18，锁紧短螺钉17和锁紧长螺钉18上均螺纹连接有锁紧螺母20，且叶背翼型模块6、大缘板模块4和小缘板模块5之间设置有锁紧长螺钉18；所述的大缘板模块
4的外表上均分布有多个连通腔体A8的小孔19，小缘板模块5的外表面上均分布有多个连通腔体B11的小孔19，叶背翼型模块6的正面分布有多个贯穿曲面12的小孔19，叶盆翼型模块7的后面设置有多个贯穿凸起14的小孔19。小孔的主要作用：1、CVI制备界面层或基体致密化过程中，提供通道使反应气体进入叶片预制体上反应沉积陶瓷基体；2、PIP致密化中，提供通道使反应溶液进入叶片预制体上进行浸渍，然后在高温裂解时，提供通道使反应后的无用气体反应物从叶片预制体上排出。

[0025] 所述的翼型模块上的两个安装板16结构相同。所述的横向相邻两个小孔19之间的间距、纵向相邻两个小孔19之间的间距均为7 8mm；所述的小孔19的直径为2～3mm。~

[0026] 航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型的制备包括以下步骤：

[0027] S1、采用专用编织机编织三维编织涡轮导向器叶片预制体，叶片预制体的结构如图1和2所示。

[0028] S2、将涡轮导向器叶片预制体放置在真空高温热处理炉中进行高温预处理，预处理的温度700℃～2400℃、时间为1h～3h、采用真空或惰性气体进行保护，预处理目的是去除叶片预制体表面残留胶、提高叶片预制体力学性能；

[0029] S3、对涡轮导向器叶片预制体CVI界面层，其具体包括以下步骤：

[0030] S3（I）将叶片预制体放置于工装于本夹具中，具体工装过程为：将小缘板模块5的腔体B11与叶片预制体的小缘板2相配合，保证叶片预制体摆放方向且两者为平整连接，不能出现高低不平问题；将大缘板模块4的腔体A8与叶片预制体的大缘板3相配合，保证叶片预制体摆放方向且两者为平整连接，不能出现高低不平问题；将叶背定位块9装配在大缘板模块4上，叶背定位块9装配到叶背翼型模块6的第一定位孔13内，以确定大缘板模块4、叶背翼型模块6和叶片预制体之间的相对位置；将叶背翼型模块6、小缘板模块5、大缘板模块4通过锁紧长螺钉18相连；将叶盆定位块10装配在大缘板模块4上，叶盆定位块10装配到叶盆翼型模块7的第二定位孔15内，以确定小缘板模块5、大缘板模块4、叶盆翼型模块7和叶片预制体之间的相对位置；将叶盆翼型模块7、小缘板模块5、大缘板模块4通过锁紧长螺钉18相连；采用锁紧短螺钉17与锁紧螺母20连接以固定叶背翼型模块6、叶盆翼型模块7；拧紧锁紧长螺钉18上的锁紧螺母20，以压实、压紧叶片预制体，实现了叶片预制体的快速工装，从而保证了叶片预制体的成型尺寸达到图纸设计要求；

[0031] S3（II）将步骤S（I）中装有叶片预制体的夹具装入CVI炉中，采用技术参数进行CVI界面层制备，界面层包括热解碳界面层和BN界面层。CVI制备热解碳界面层采用甲烷或丙烷和天然气作为反应气体，CVI制备BN界面层采用NH3气体和BCl3气体作为反应气体，反应气体经夹具上的小孔19通入夹具内，CVI制备温度为700℃～1100℃、时间为0.5h～4h。

[0032] S4、由于采用CVI制备界面层后，叶片预制体仍松软、未成型，需对涡轮导向器叶片预制体的初期阶段基体致密化。其具体包括以下步骤：

[0033] S4（I）将步骤S3中经处理的叶片预制体取出并装入另一夹具内，工装方式与S3（I）相同；

[0034] S4（II）将装有叶片预制体的夹具组合体装入CVI炉或PIP炉中，采用制备技术参数进行陶瓷基体致密化制备，陶瓷基体包括C和SiC。CVI制备C基体采用甲烷或丙烷和天然气作为反应气体，CVI制备SiC基体采用三氯甲基硅烷（CH3SiCl3）、H2气体和BCl3气体作为反应气体，CVI制备温度为700℃～1100℃、时间为20h～100h。先驱体浸渍热解（precursor impregnation pyrolysis，PIP）制备SiC基体采用聚碳硅烷和二甲苯溶液进行浸渍，然后在烘箱中进行烘干，再在真空高温处理炉中进行高温裂解（裂解温度800℃～1200℃、时间0.5h～3h），然后将这个浸渍、烘干、裂解过程进行反复循环共3次～7次；

[0035] S4（III）将步骤S4（2）中的夹具从CVI炉或PIP炉中取出；

[0036] S4（IV）将叶片预制体从夹具中取出，取出过程为工装过程的逆过程，取出后检查叶片预制体是否已变硬和已定型，若已变硬和已定型则送入下一道工序，若没有变硬和定型则重复步骤S4（II）；

[0037] S5、涡轮导向器叶片预制体的最终基体致密化，是使涡轮导向器叶片预制体密度达到最终设计要求（要求密度为1.8ｇ/cm3～2.6ｇ/cm3），其具体操作步骤为：

[0038] S5（I）、将叶片预制体放装入CVI炉或PIP炉中进行最终陶瓷基体致密化制备，叶片预制体的最终陶瓷基体致密化应为其初期阶段基体致密化制备的补充过程，两者反应气体、制备参数、制备工艺过程等制备条件相同，只是前者制备时间更长，如采用CVI制备C基体或SiC基体，其制备时间应为200h～600h；或如采用PIP制备SiC基体，反复循环次数应为9次～13次。

[0039] S5（II）将叶片预制体从CVI炉或PIP炉中取出，此时涡轮导向器叶片预制体密度已达最终要求密度，已完全基体致密化，已完全变硬及定型，已成为陶瓷基复合材料叶片毛坯；

[0040] S6、陶瓷基复合材料叶片毛坯的机械加工。由于步骤S5（II）中陶瓷基复合材料叶片毛坯的工作面尺寸已近净成型，但其它非工作面尺寸还须按设计要求进行机械加工。

[0041] S7．陶瓷基复合材料叶片的涂层制备。为了提高高温氧化、高温腐蚀等航空发动机工作环境下的服役性能，陶瓷基复合材料叶片须在其表面制备涂层，如采用化学气相沉积（chemical vapor deposition，CVD）方法制备SiC涂层：将叶片放置于CVD炉中，采用相应制备技术参数进行CVD制备SiC涂层。CVD制备SiC基体采用三氯甲基硅烷（CH3SiCl3）、H2气体作为反应气体，气体经小孔19进入，CVD制备温度为900℃～1200℃、时间为10h～60h；

[0042] S8、陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片的检查与验收。经过以上制备过程后，陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片已完成所有制备过程，须按叶片设计图纸要求进行检查与验收，通过后即为合格的陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片成品件。

[0043] 由于大缘板模块4的顶部设置有与叶片预制体大缘板3相配合的腔体A8，小缘板模块5的底部设置有与小缘板2相配合的腔体B11，叶背翼型模块6的后侧设置有与叶背翼型21相配合的曲面12，叶盆翼型模块7的前侧设置有与叶盆翼型22相配合的凸起14，进行近净成型时，保证了叶片工作面无或少余量加工，避免了破坏叶片的三维纤维编织结构和避免了降低叶片性能指标，提高了叶片制备质量和生产效率。此外，本夹具中叶盆翼型模块7与叶背翼型模块6之间通过锁紧短螺钉17与锁紧螺母20配合锁紧，且叶盆翼型模块7、大缘板模块4和小缘板模块5之间通过锁紧长螺钉18与锁紧螺母20配合锁紧，且叶背翼型模块6、大缘板模块4和小缘板模块5之间通过锁紧长螺钉18与锁紧螺母20配合锁紧，采用拧紧的螺钉与螺母配合施力，固定并压紧、压实叶片预制体，为叶片近净尺寸成型提供了有利条件，而且在工装和拆卸时，都非常方便，节省提高生产效率。