阅读说明：本技术 一种陶瓷基复合材料弹性密封件及其成型工艺 (Ceramic matrix composite elastic sealing element and forming process thereof ) 是由 涂建勇 王佳民 刘梦珠 王文红 成来飞 于 2020-03-31 设计创作，主要内容包括：本发明属于航空发动机热端结构件密封技术领域,具体涉及一种陶瓷基复合材料弹性密封件及其成型工艺,解决现有高温弹性密封件普遍存在耐温性能不佳、自重较高等缺陷,包括长条状或环形的弹性密封件本体,弹性密封件本体的材质为陶瓷基复合材料；陶瓷基复合材料为C/SiC陶瓷基复合材料或SiC/SiC陶瓷基复合材料；弹性密封件本体的横截面形状为N形,相邻两个壁面通过弧面圆滑过渡连接；在相对且平行的两个壁面的其中一个壁面上开设有连接孔。可以实现1200K～1700K高温环境下陶瓷基复合材料热端部件之间的机械密封,满足航空航天领域精密机械的长寿命、高可靠密封连接。(The invention belongs to the technical field of sealing of hot end structural members of aero-engines, and particularly relates to an elastic sealing element made of ceramic matrix composite and a forming process thereof, which solve the defects of poor temperature resistance, high self weight and the like of the conventional high-temperature elastic sealing element, wherein the conventional high-temperature elastic sealing element comprises a strip-shaped or annular elastic sealing element body, and the elastic sealing element body is made of the ceramic matrix composite; the ceramic matrix composite material is a C/SiC ceramic matrix composite material or a SiC/SiC ceramic matrix composite material; the cross section of the elastic sealing element body is N-shaped, and two adjacent wall surfaces are in smooth transition connection through an arc surface; one of the two opposite and parallel wall surfaces is provided with a connecting hole. The mechanical seal between the ceramic matrix composite hot end parts under the high-temperature environment of 1200-1700K can be realized, and the requirements of long service life and high reliability sealing connection of precision machinery in the aerospace field are met.)

一种陶瓷基复合材料弹性密封件及其成型工艺

技术领域

本发明属于航空发动机热端结构件密封技术领域，具体涉及一种径向自紧式陶瓷基复合材料弹性密封件及其成型工艺。

背景技术

军民用航空器对高性能航空发动机的需求日益迫切，提高发动机的性能主要有两种途径，其一是提高压气机的增压比，其二是提高涡轮进口燃气温度。随着涡轮进口燃气温度的提高，发动机高温部件需承受更大的热负荷。发达国家现役推重比为10的发动机涡轮前燃气温度达到1850～1950K，可以比上一代航空发动机多产生一倍多推力；未来第五代航空发动机的推重比将高达15～20左右，涡轮前燃气温度将高达2200～2400K，已经远远超出目前涡轮和涡轮前端构件材料的耐热极限。

同时，随着现代航空发动机性能要求的不断提高，发动机构件之间的密封问题已经成为发动机领域的研究热点。航空发动机工作时，需尽可能减少或消除气流通道的气压泄露，以实现气体做功的最大化。在热端构件对接部位，其低温和高温下的间隙不同，为保证低温和高温工况下的密封作用，通常会选用弹性密封件来承受振动、高温差、高压差的冲击，以及上述环境交变引起的剧烈变形。

文献1“专利公布号CN102537350A”的中国专利公开一种密封圈及具有该密封圈的航空发动机。该专利公开的密封圈呈圆环状，密封圈的截面形状呈“W”形，具有两个位于外侧的外壁和两个位于内侧的内壁。但是该专利没有提供密封圈的材料类型以及该密封圈的耐温范围。

文献2“专利公布号CN203560450U”的中国发明专利公开一种航空发动机用金属密封环。该密封环采用高硬度镍基合金材料作为环体基材，环体结构的截面也呈W型，该密封环可以借助环境压力的自密封效果，充分保证了系统工作的可靠工作。但是密封环材料为传统的高温镍基合金，耐温性能不超过1150℃，显然仍然不能满足高性能航空发动机性能需求。

综上所述，现有航空发动机热端部件密封技术存在如下缺点：

(1)、现有高温密封环的设计思路仍然针对常规材料，没有考虑其他新工艺、新材料的选用和成型等问题，存在耐温性差的问题；

(2)、现有高温密封环大多采用高温合金材料制备，材料密度大，密封结构自重较高，同时其耐温性能不能满足未来高性能发动机的需求。

(3)、现有专利没有考虑到高温密封环连接方式、固定方式等问题。

发明内容

针对现有高温弹性密封件普遍存在耐温性能不佳、自重较高等缺陷，本发明公开一种陶瓷基复合材料弹性密封件及其成型工艺，以满足未来高性能航空发动机性能发展需求。

本发明的技术解决方案是提供一种陶瓷基复合材料弹性密封件，其特殊之处在于：包括长条状或环形的弹性密封件本体，上述弹性密封件本体的材质为陶瓷基复合材料；上述陶瓷基复合材料为C/SiC陶瓷基复合材料或SiC/SiC陶瓷基复合材料；

上述弹性密封件本体的横截面形状为N形，相邻两个壁面通过弧面圆滑过渡连接；在相对且平行的两个壁面的其中一个壁面上开设有连接孔。

本发明还提供一种发动机构件的密封结构，其特殊之处在于：包括连接件及上述的陶瓷基复合材料弹性密封件；

上述陶瓷基复合材料弹性密封件位于两个待密封发动机构件之间，且相对平行的两个壁面中的第一壁面紧靠其中一个待密封发动机构件的密封面，第二壁面的外壁顶紧另一个待密封发动机构件的密封面；

上述连接件穿过第一壁面的连接孔将陶瓷基复合材料弹性密封件固定在其中一个待密封发动机构件的密封面上。

为了进一步地提高耐温性能，上述连接件的材质为陶瓷基复合材料。

本发明还提供一种陶瓷基复合材料弹性密封件的成型工艺，包括以下步骤：

步骤1、制备毛坯陶瓷基复合材料；

步骤1.1、制备纤维预制体；

采用C纤维或SiC纤维编织成2D或2.5D纤维预制体；

步骤1.2、界面层制备；

将步骤1.1固定成型的纤维预制体置于沉积炉内，进行界面层制备；

步骤1.3、沉积SiC陶瓷基体；

将步骤1.2制备完成的产品置于CVI沉积设备中，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体，获得毛坯陶瓷基复合材料；

步骤2、加工毛坯陶瓷基复合材料；

将步骤1制备完成的毛坯陶瓷基复合材料置于加工设备上，利用加工刀具，沿厚度方向切割，进行陶瓷基复合材料弹性密封件外形结构、连接孔的加工及连接件的加工，切割为N形，并在相对且平行的两个壁面的其中一个壁面上开设连接孔；

步骤3、获得陶瓷基复合材料弹性密封件；

将步骤2加工完成的产品置于化学气相沉积炉CVI内，采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体涂层，涂层厚度控制在20～200μm，获得陶瓷基复合材料弹性密封件。

进一步地，步骤1.2中界面层制备的工艺条件为：

界面层沉积温度为500～1000℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，40～200L/min的Ar气作为保护气体，界面层前驱体气体流量为100～500L/min，沉积时间为20～50h；界面层厚度为500～700μm。

进一步地，步骤1.2中界面层制备的较优工艺条件为：

界面层沉积温度800℃，沉积炉抽真空至40kPa，200L/min的Ar气作为保护气体，三氯化硼界面层前驱体气体流量为500L/min，沉积时间为50h，界面厚度控制在700μm。

进一步地，步骤1.3与步骤3中采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体的工艺条件为：

温度为1100～1400℃，化学气相沉积炉抽真空至20～50kPa，60～100L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷前躯体为三氯甲基硅烷，Ar气作为稀释性气体，SiC陶瓷基体前驱体气体流量为100～500L/min，单次沉积时间为100～150h。

进一步地，步骤1.3与步骤3中采用CVI工艺在产品上沉积SiC陶瓷基体的较优工艺条件为：

温度为1300℃，沉积炉抽真空至50kPa，100L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷基体前驱体MTS气体流量为500L/min，单次沉积时间为150h。

进一步地，步骤1.3中多次循环重复CVI工艺，直至毛坯陶瓷基复合材料的密度大于等于2.0g/cm³。

进一步地，步骤2中加工设备采用普通多轴数控机床，加工刀具采用立方氮化硼或金刚石。

本发明的有益效果是：

1、本发明可以实现1200K～1700K高温环境下陶瓷基复合材料热端部件之间的机械密封，满足航空航天领域精密机械的长寿命、高可靠密封连接。

2、本发明制备的陶瓷基复合材料弹性密封件密度为2.0～2.5g/cm³。1600K条件下强度保持率≥95％，材料孔隙率小于5％，高温下可以保持良好的回弹性能。

3、本发明N形截面的弹性密封件制备工艺简单、弹性可压缩量大、安装可靠性高，应用环境主要包括以下：

a、大型高温部件之间的机械密封；b、需要密封的两种高温部件材料不同且膨胀系数差异大的机械密封(环境相同，材料不同)；c、需要密封的两个高温部件温差大的机械密封(材料相同，环境不同)。

附图说明

图1为陶瓷基复合材料弹性密封件密封原理和及其截面构造示意图；

图中附图标记为：1-陶瓷基复合材料弹性密封件，2-连接件，21-第一壁面，22-第二壁面，3-待密封发动机构件的密封面。

图2为开口尺寸缩小时，陶瓷基复合材料弹性密封件密封示意图；

具体实施方式

本发明陶瓷基复合材料弹性密封件，截面如图1所示，该陶瓷基复合材料弹性密封件1可以是具有N型截面的环状或长条状零件，相邻两个壁面通过弧面圆滑过渡连接；将相对且平行的两个壁面定义为第一壁面21与第二壁面22，第一壁面21上开设连接孔，采用连接件2将陶瓷基复合材料弹性密封件1铆接在其中一个待密封发动机构件的密封面上，此处可以铆接在发动机热端部件上，连接件2可以是SiC/SiC铆接件。结合图1与图2，随着温度升高和降低，以及发动机内部机械振动，陶瓷基复合材料弹性密封件1的开口尺寸L会缩小或扩大，第二壁面22始终保持与待密封发动机构件的密封面3的紧密接触，实现有效密封。

通过下述过程制备陶瓷基复合材料弹性密封件：

步骤一、采用C纤维或者SiC纤维制备纤维预制体。

步骤二、将带有模具的纤维预制体放置于沉积炉中，界面层沉积温度为500～1000℃，沉积炉抽真空至3～50kPa，40～200L/min的Ar气作为保护气体，界面层前驱体气体流量为100～500L/min，沉积时间为20～50h，界面厚度控制在500～700μm范围。

步骤三、将沉积界面后的预制体放置于CVI沉积设备中，开始SiC基体沉积。SiC陶瓷基体沉积温度为1100～1400℃，沉积炉抽真空至20～50kPa，60～100L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷基体前驱体气体流量为100～500L/min，单次沉积时间为100～150h，多次循环致密化沉积SiC基体；当毛坯材料的密度≥2.0g/cm³后，将制备的毛坯陶瓷基复合材料转入下一个工序。

步骤四、采用立方氮化硼或金刚石刀具将毛坯陶瓷基复合材料按照目标尺寸加工，完成毛坯高温弹性密封件制备。

步骤五、采用步骤三工艺在毛坯高温弹性密封件表面沉积防氧化SiC涂层，涂层厚度控制在20～200μm，完成高温弹性密封件制备。

步骤六、采用陶瓷基复合材料铆钉将制备的高温弹性密封件铆接在发动机热端部件需密封部位，完成高温弹性密封件的安装。

以下结合实施例对本发明做进一步的描述。

实施例一

本实施例通过以下步骤制备陶瓷基复合材料弹性密封件：

步骤一、采用C纤维制备弹性体2D纤维预制体。

步骤二、将通过模具固定成型的纤维预制体放置于沉积炉中，界面层沉积温度为500℃，沉积炉抽真空至20kPa，100L/min的Ar气作为保护气体，三氯化硼界面层前驱体气体流量为200L/min，沉积时间为20h，界面厚度控制在500μm。

步骤三、将沉积界面后的预制体放置于CVI沉积设备中，开始SiC陶瓷基体沉积。SiC陶瓷基体沉积温度为1100℃，沉积炉抽真空至20kPa，60L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷基体前驱体MTS气体流量为100L/min，单次沉积时间为100h，多次循环致密化沉积SiC基体；当毛坯材料的密度≥2.0g/cm³后，将制备的毛坯陶瓷基复合材料转入下一个工序。

步骤四、采用立方氮化硼或金刚石刀具将毛坯陶瓷基复合材料按照目标尺寸加工，完成毛坯高温弹性密封件制备。

步骤五、采用步骤三工艺在毛坯高温弹性密封件表面沉积防氧化SiC涂层，涂层厚度控制在100μm，完成高温弹性密封件制备。

步骤六、采用陶瓷基复合材料铆钉将制备的高温弹性密封件铆接在发动机热端部件需密封部位，完成高温弹性密封件的安装。

本实施例得到的C/SiC陶瓷基复合材料的1600K条件下强度保持率≥96％，材料孔隙率小于4％。

实施例二

本实施例通过以下步骤制备陶瓷基复合材料弹性密封件：

步骤一、采用SiC纤维制备弹性体2D纤维预制体。

步骤二、将通过模具固定成型的纤维预制体放置于沉积炉中，界面层沉积温度为600℃，沉积炉抽真空30kPa，150L/min的Ar气作为保护气体，三氯化硼界面层前驱体气体流量为300L/min，沉积时间40h，界面厚度控制在600μm。

步骤三、将沉积界面后的预制体放置于CVI沉积设备中，开始SiC基体沉积。SiC陶瓷基体沉积温度为1200℃，沉积炉抽真空至40kPa，80L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷基体前驱体MTS气体流量为300L/min，单次沉积时间为120h，多次循环致密化沉积SiC基体；当毛坯材料的密度≥2.0g/cm³后，将制备的毛坯陶瓷基复合材料转入下一个工序。

步骤四、采用立方氮化硼或金刚石刀具将毛坯陶瓷基复合材料按照目标尺寸加工，完成毛坯高温弹性密封件制备。

步骤五、采用步骤三工艺在毛坯高温弹性密封件表面沉积防氧化SiC涂层，涂层厚度控制在150μm，完成高温弹性密封件制备。

步骤六、采用陶瓷基复合材料铆钉将制备的高温弹性密封件铆接在发动机热端部件需密封部位，完成高温弹性密封件的安装。

本实施例得到的SiC/SiC陶瓷基复合材料的1600K条件下强度保持率≥96％，材料孔隙率小于3％。

实施例三

本实施例通过以下步骤制备陶瓷基复合材料弹性密封件：

步骤一、采用SiC纤维制备弹性体2.5D纤维预制体。

步骤二、将通过模具固定成型的纤维预制体放置于沉积炉中，界面层沉积温度800℃，沉积炉抽真空至40kPa，200L/min的Ar气作为保护气体，三氯化硼界面层前驱体气体流量为500L/min，沉积时间为50h，界面厚度控制在700μm。

步骤三、将沉积界面后的预制体放置于CVI沉积设备中，开始SiC基体沉积。SiC陶瓷基体沉积温度1300℃，沉积炉抽真空至50kPa，100L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷基体前驱体MTS气体流量为500L/min，单次沉积时间为150h，多次循环致密化沉积SiC基体；当毛坯材料的密度≥2.0g/cm³后，将制备的毛坯陶瓷基复合材料转入下一个工序。

步骤四、采用立方氮化硼或金刚石刀具将毛坯陶瓷基复合材料按照目标尺寸加工，完成毛坯高温弹性密封件制备。

步骤五、采用步骤三工艺在毛坯高温弹性密封件表面沉积防氧化SiC涂层，涂层厚度控制在200μm，完成高温弹性密封件制备。

步骤六、采用陶瓷基复合材料铆钉将制备的高温弹性密封件铆接在发动机热端部件需密封部位，完成高温弹性密封件的安装。

本实施例得到的SiC/SiC陶瓷基复合材料的1600K条件下强度保持率≥98％，材料孔隙率小于2％。

实施例四

本实施例通过以下步骤制备陶瓷基复合材料弹性密封件：

步骤一、采用C纤维制备弹性体2D纤维预制体。

步骤二、将通过模具固定成型的纤维预制体放置于沉积炉中，界面层沉积温度为500℃，沉积炉抽真空至3kPa，40L/min的Ar气作为保护气体，三氯化硼界面层前驱体气体流量为100L/min，沉积时间为50h，界面厚度控制在500μm。

步骤三、将沉积界面后的预制体放置于CVI沉积设备中，开始SiC陶瓷基体沉积。SiC陶瓷基体沉积温度为1100℃，沉积炉抽真空至20kPa，60L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷基体前驱体MTS气体流量为100L/min，单次沉积时间为100h，多次循环致密化沉积SiC基体；当毛坯材料的密度≥2.0g/cm³后，将制备的毛坯陶瓷基复合材料转入下一个工序。

步骤四、采用立方氮化硼或金刚石刀具将毛坯陶瓷基复合材料按照目标尺寸加工，完成毛坯高温弹性密封件制备。

步骤五、采用步骤三工艺在毛坯高温弹性密封件表面沉积防氧化SiC涂层，涂层厚度控制在20μm，完成高温弹性密封件制备。

步骤六、采用陶瓷基复合材料铆钉将制备的高温弹性密封件铆接在发动机热端部件需密封部位，完成高温弹性密封件的安装。

本实施例得到的C/SiC陶瓷基复合材料的1600K条件下强度保持率≥95％，材料孔隙率小于5％。

实施例五

本实施例通过以下步骤制备陶瓷基复合材料弹性密封件：

步骤一、采用SiC纤维制备弹性体2.5D纤维预制体。

步骤二、将通过模具固定成型的纤维预制体放置于沉积炉中，界面层沉积温度1000℃，沉积炉抽真空至50kPa，200L/min的Ar气作为保护气体，三氯化硼界面层前驱体气体流量为500L/min，沉积时间为50h，界面厚度控制在700μm。

步骤三、将沉积界面后的预制体放置于CVI沉积设备中，开始SiC基体沉积。SiC陶瓷基体沉积温度1400℃，沉积炉抽真空至50kPa，100L/min的H₂气作为载气，SiC陶瓷基体前驱体MTS气体流量为500L/min，单次沉积时间为150h，多次循环致密化沉积SiC基体；当毛坯材料的密度≥2.0g/cm³后，将制备的毛坯陶瓷基复合材料转入下一个工序。

步骤四、采用立方氮化硼或金刚石刀具将毛坯陶瓷基复合材料按照目标尺寸加工，完成毛坯高温弹性密封件制备。

步骤五、采用步骤三工艺在毛坯高温弹性密封件表面沉积防氧化SiC涂层，涂层厚度控制在200μm，完成高温弹性密封件制备。

步骤六、采用陶瓷基复合材料铆钉将制备的高温弹性密封件铆接在发动机热端部件需密封部位，完成高温弹性密封件的安装。

本实施例得到的SiC/SiC陶瓷基复合材料的1600K条件下强度保持率≥98％，材料孔隙率小于2％。