阅读说明：本技术 一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法 (Capturing type ballistic impact resistant composite material fan casing and manufacturing method thereof ) 是由 孙建波 刘永佼 易凯 杨智勇 张建宝 左小彪 张艺萌 于 2020-09-30 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法,该风扇机匣为回转体结构,包括两法兰区域、两非包容区域和包容区域,其中,所述法兰区域位于风扇机匣的中部,为两端至中部逐渐增厚的变厚度区域。本发明的风扇机匣设计重点针对包容区域,包容区域为主要承担抗叶片断裂后的冲击区域,针对高速冲击的特定破坏模式与机理,采用与之对应的多相结构,利用其每一相的最佳力学性能来应对冲击,从而提升整体构件抗弹道冲击的结构效率,并使整体结构更易捕获高速叶片弹体,有利于控制一次及二次损伤,增强结构可靠性,解决了叶片破裂的捕获包容问题。(The invention provides a capture type ballistic impact resistant composite material fan casing and a manufacturing method thereof. The fan case is mainly designed aiming at a containing region which is an impact region mainly bearing the resistance to blade fracture, and aiming at a specific damage mode and mechanism of high-speed impact, the fan case adopts a corresponding multiphase structure and utilizes the optimal mechanical property of each phase to deal with the impact, so that the structural efficiency of the integral member for resisting ballistic impact is improved, the integral structure is easier to capture high-speed blade bullets, primary and secondary damage is favorably controlled, the structural reliability is enhanced, and the problem of capturing and containing the blade fracture is solved.)

一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法

技术领域

本发明属于结构复合材料制造技术领域，特别涉及一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法。

背景技术

风扇机匣是大涵道比航空发动机中最大的静止部件，是大型民用客机的最重要部件之一。大涵道比航空发动机风扇叶片在风扇机匣内高速旋转，在外物冲击或自身内部缺陷的作用下，风扇叶片一旦发生失效(如断裂飞出)，则要求风扇机匣能够有效地包容失效的风扇叶片碎片，否则这些碎片很有可能冲出发动机，穿透机匣，进一步扩大发动机的损伤，甚至击穿油箱、损伤机身或击穿飞机，进而造成灾难性的后果。从经济性和效率的角度，还要求风扇机匣应在满足包容性的基础上降低自身重量，以减轻整个发动机的重量，降低燃油消耗，提升推重比，提高发动机的经济性和竞争力。

虽然风扇机匣经历了全金属机匣、部分复合材料机匣和全复合材料机匣三个阶段，但对于叶片的捕获并无针对性的设计，且由于其迫切的减重需求，需要进一步提升机匣抗弹道冲击的结构效率。

针对包容机匣捕获包容特性和减重的需求，亟需一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法，以提升机匣抗弹道冲击的结构效率，解决叶片破裂的捕获包容问题。

发明内容

为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，提供了一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法，针对航空发动机风扇包容机匣，根据其破坏模式和结构效率，将包容结构分为五层，分别为抗压剪层，抗拉层、高韧金属组成的篱笆层、吸能层和防变形层，每一层都有独特的弹道冲击特性，由对应性能需求的复合材料按照比例形成一种轻质捕获型抗弹道冲击复合材料，解决了叶片破裂的捕获包容问题，且提升了机匣抗弹道冲击的结构效率，从而完成本发明。

本发明提供的技术方案如下：

第一方面，一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣，该风扇机匣为回转体结构，包括两法兰区域、两非包容区域和包容区域，其中，所述法兰区域位于风扇机匣的两端，厚度为12～17mm，最大外径依据航空发动机气动设计需求设定；所述非包容区域介于包容区域与法兰区域中间，厚度为12～17mm；所述法兰区域位于风扇机匣的中部，为两端至中部逐渐增厚的变厚度区域，中部最大厚度处为28～35mm，法兰区域为针对高速冲击不同阶段的破坏模式对应选择的多相结构。

第二方面，一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣的制造方法，包括如下步骤：

步骤1，在风扇机匣模具整体上，铺覆1mm～2mm环境保护层，该环境保护层为高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，用于形成法兰区域和非包容区域；

步骤2，在风扇机匣模具上对应包容区域的范围内，铺覆钝化弹体的抗压剪层，吸胶压实；

步骤3，在风扇机匣模具上对应风扇机匣整体的范围内，铺覆预浸料，对应包容区域的范围内形成抗拉层，在对应包容区域的范围外，与环境保护层共同形成法兰区域和非包容区域；

步骤4，在风扇机匣模具上对应包容区域的范围内，铺覆篱笆层和吸能层，吸胶压实；

步骤5，在风扇机匣模具整体上，铺覆1mm～5mm环境保护层，该环境保护层为高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，用于形成法兰区域和非包容区域；

步骤6，对上述铺覆后的材料进行固化处理，脱模清理后进行尺寸测量和无损检测，满足检测要求后按照规格进行机加；

步骤7，采用中温胶膜，将分瓣后的铝合金面板阳极化处理后，在包容区域进行粘接固化。

根据本发明提供的一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法，具有以下有益效果：

(1)本发明提供的一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法，针对航空发动机风扇机匣，根据其破坏模式和结构效率，将包容结构分为五层，每一层都有独特的弹道冲击特性，提升了机匣抗弹道冲击的结构效率，解决了叶片破裂的捕获包容问题；

(2)本发明提供的一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣，相较于其他结构，该结构更易捕获高速弹体，而非反弹、穿透或大面积失效，有利于控制一次及二次损伤，增强结构可靠性。

附图说明

图1示出本发明中一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣的截面示意图；

图2示出实施例1和实施例2中复合材料风扇机匣固化制度图。

附图标号说明

1-包容区域、2-法兰区域、3-非包容区域。

具体实施方式

下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。

根据本发明的第一方面，提供了一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣，如图1所示，该风扇机匣为回转体结构，包括两法兰区域2、两非包容区域3和包容区域1，其中，所述法兰区域2位于风扇机匣的两端，厚度为12～17mm，最大外径依据航空发动机气动设计需求设定，作为连接部件与外部结构连接；所述非包容区域3介于变厚度包容区域1与法兰区域2中间，厚度为12～17mm，起到过渡连接的作用；所述法兰区域2位于风扇机匣的中部，为两端至中部逐渐增厚的变厚度区域，中部最大厚度处为28～35mm，法兰区域2为针对高速冲击不同阶段的破坏模式对应选择的多相结构，是主要承担抗叶片断裂后的冲击区域。

在本发明中，所述法兰区域2为高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料固化而成。

高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料可选自M40J或M55J的单向带或其斜纹织物的一种或其组合。预浸料的选取策略主要依据所采用的工艺方法，若为单向带，则采用自动铺丝(单根带宽6.35mm)方式实现，丝束数可选择单丝束、4丝束和8丝束，角度选择[±60/0]；若为斜纹织物，则采用缠绕方式实现。

在本发明一种优选的实施方式中，所述法兰区域2和非包容区域3交接处形成倒圆角(R角)，内R角和外R角均为R5～R20，优选R5。

在本发明一种优选的实施方式中，所述法兰区域2的环向法兰面均布有连接通孔如100个的连接通孔，以及若干个防差错孔如3个的防差错孔。

在本发明中，所述非包容区域3为高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料固化而成，优选地，厚度与铺层方式均与法兰区域2保持一致。

在本发明中，包容区域1从流道面由内至外包括抗压剪层、抗拉层、篱笆层、吸能层和防变形层，分别由对应性能需求的复合材料按照比例形成一种轻质捕获型抗弹道冲击复合材料。

包容区域1中，所述抗压剪层通常可选用高模碳纤维增强复合材料或芳纶纤维增强复合材料，高模碳纤维增强复合材料中高模碳纤维的拉伸模量需大于350GPa，芳纶纤维增强复合材料中芳纶纤维的拉伸强度需大于4.2GPa。抗压剪层的作用为钝化弹体，与弹体相互作用使其变形耗散能量，并使其被捕获，并通过织物设计将载荷转变为面载荷，降低穿透概率。

优选地，针对高模碳纤维增强复合材料，织物设计方式为缎纹织物；针对芳纶纤维增强复合材料，织物设计方式为缎纹织物。

优选地，为了应对风扇叶片飞脱，该抗压剪层在包容区域的占比介于17wt％～20wt％之间。

包容区域1中，所述抗拉层通常可选用高强碳纤维增强复合材料，高强碳纤维增强复合材料中高强碳纤维的拉伸强度需大于5.5GPa，包括但不限于T800H、T1000G等。抗拉层主要用于应对当前时刻以拉伸为主的破坏模式，进一步分散能量，减缓第一层抗压剪层破裂的惯性。优选地，该抗拉层在包容区域的占比介于17wt％～33wt％之间。

包容区域1中，所述篱笆层为含金属网的胶膜，滚筒剥离强度需大于40N/25mm。优选地，该篱笆层在包容区域的占比介于2wt％～3wt％之间。

包容区域1中，所述吸能层可以选用小丝束芳纶纤维锻纹织物增强复合材料，或小丝束芳纶纤维布与质量分数为20％～40％的环氧树脂组合物，其中，芳纶纤维的线密度小于40tex。吸能层主要用于通过复合材料的断裂应变来大量吸收能量。优选地，该吸能层在包容区域的占比介于17wt％～25wt％之间。

包容区域1中，所述防变形层通常选用金属合金背板，优选金属铝合金背板，抗拉强度需大于350MPa，主要功能为限制前四层总的变形量，防止弹道冲击后造成的变形过大，干涉相关部件装配关系。优选地，该防变形层的厚度为1～1.5mm。

在本发明一种优选的实施方式中，包容区域1为变厚度区域，通过改变抗压剪层、抗拉层、篱笆层、吸能层和防变形层的铺设范围实现，包容区域中对应捕获飞脱叶片的区域兼具抗压剪层、抗拉层、篱笆层、吸能层和防变形层。

在本发明一种优选实施方式中，除防变形层外，抗压剪层、抗拉层、篱笆层、吸能层相邻两层之间所选用的复合材料中的纤维种类不同时，相邻两层之间可以设置1mm～3mm的过渡层，该过渡层为混编纤维增强复合材料，混编纤维为相邻两层复合材料中所用纤维，以满足刚度匹配需求。

进一步地，过渡层为梯度混编纤维增强复合材料，所用纤维比例在层间方向上逐渐变化，过渡层中纤维由一侧的单一纤维变为混编纤维再变为另一侧的单一纤维。

根据本发明的第二方面，提供了一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣的制造方法，用于制备上述第一方面所述的捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣，包括如下步骤：

步骤1，在风扇机匣模具整体上，铺覆1mm～2mm环境保护层，该环境保护层为高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，用于形成法兰区域和非包容区域；

步骤2，在风扇机匣模具上对应包容区域的范围内，铺覆钝化弹体的抗压剪层，吸胶压实；

步骤3，在风扇机匣模具上对应风扇机匣整体的范围内，铺覆预浸料，对应包容区域的范围内形成抗拉层，在对应包容区域的范围外，与环境保护层共同形成法兰区域和非包容区域；

步骤4，在风扇机匣模具上对应包容区域的范围内，铺覆篱笆层和吸能层，吸胶压实；

步骤5，在风扇机匣模具整体上，铺覆1mm～5mm环境保护层，该环境保护层为高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，用于形成法兰区域和非包容区域；

步骤6，对上述铺覆后的材料进行固化处理，脱模清理后进行尺寸测量和无损检测，满足检测要求后按照规格进行机加；

步骤7，采用中温胶膜，将分瓣后的铝合金面板阳极化处理后，在包容区域进行粘接固化。

在本发明中，抗压剪层、抗拉层、篱笆层、吸能层和防变形层的材料和厚度与上述第一方面所述的材料和厚度一致，在此不再赘述。

在本发明中，若抗压剪层、抗拉层、篱笆层和吸能层相邻两层之间所选用的复合材料的纤维种类不同时，相邻两层之间可以设置1mm～3mm的过渡层，该过渡层为混编纤维增强复合材料，混编纤维为相邻两层复合材料中所用纤维，以满足刚度匹配需求。

实施例

实施例1

a)机匣整体2mm环境保护层铺层，采用自动铺丝(单根带宽6.35mm)实现，丝束数为8丝束，角度选择[±60/0]，所用材料为M40J/603B高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料；

b)在包容区域采用自动铺丝铺覆5mm芳纶预浸料(F-8H3/603B)，作为其抗压剪层；

c)吸胶压实；

d)在包容区域采用芳纶与碳纤维混编预浸料(F-T800/603B)，作为过渡层缠绕铺覆2mm；过渡层所用纤维比例在层间方向上逐渐变化，过渡层中纤维由一侧的单一纤维变为混编纤维再变为另一侧的单一纤维；

e)在机匣整体区域采用M40J/603B高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，自动铺丝成型抗拉层5mm；

f)在包容区铺覆AF535XS含金属网胶膜，厚度为1mm；

g)在包容区域采用芳纶与碳纤维混编预浸料(F-T800/603B)，作为过渡层缠绕铺覆2mm；过渡层所用纤维比例在层间方向上逐渐变化，过渡层中纤维由一侧的单一纤维变为混编纤维再变为另一侧的单一纤维；

h)在包容区域采用自动铺丝铺覆5mm芳纶预浸料(F-8H3/603B)，作为吸能层；

i)吸胶压实；

j)在机匣整体区域采用M40J/603B高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，自动铺丝或缠绕成型环境保护层5mm；

k)采用如图2所示的固化制度进行机匣固化，升温速率为20±5℃/h，180℃保温4小时，降温速率≤30℃，80℃停机，开门降温，温度≤50℃时出罐，可根据需要适当缩短固化保温时间；

l)尺寸测量和无损检测

产品固化、脱模、清理后，进行尺寸测量和超声波无损检测；

无损检测方法：DqES219-88《碳环氧复合材料超声波探伤检测方法》；

m)机加工

按照图纸要求，进行上下端面加工、加厚区等加工。

n)采用J-47胶膜，将分成三瓣的1mm铝合金面板阳极化处理后，在包容区域进行粘接固化，固化制度如下：

固化压力为(0.30±0.02)Mpa。从室温开始升温，升温速度为2℃/min～4℃/min，加热到130±5℃(温度为试件温度)，并保持在该温度3h，然后停止加热，试样在保持压力下，自然降温至60℃以下卸压。制备的风扇机匣的包容区域中，抗压剪层占比为18.5wt％，抗拉层占比为18.5wt％，篱笆层占比为2.8wt％，吸能层占比为21.2wt％，防变形层占比为6.0wt％。两法兰区域和两非包容区域的平均厚度为12mm，法兰区域和非包容区域交接处形成R角，内外R角均为R5。

实施例2

a)机匣整体2mm环境保护层铺层，采用缠绕方式实现，所用材料M40J-XW/603B高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，纤维丝束数为单丝束；

b)在包容区域采用缠绕方式铺覆5mm芳纶预浸料(F-8H3/603B)，作为其抗压剪层；

c)吸胶压实；

d)在包容区域采用芳纶与碳纤维混编预浸料(F-T800/603B)，作为过渡层缠绕铺覆2mm；过渡层所用纤维比例在层间方向上逐渐变化，过渡层中纤维由一侧的单一纤维变为混编纤维再变为另一侧的单一纤维；

e)在机匣整体区域采用M40J-XW/603B高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，缠绕成型抗拉层5mm；

f)在包容区铺覆AF535XS含金属网胶膜；

g)在包容区域采用芳纶与碳纤维混编预浸料(F-T800/603B)，作为过渡层缠绕铺覆2mm；过渡层所用纤维比例在层间方向上逐渐变化，过渡层中纤维由一侧的单一纤维变为混编纤维再变为另一侧的单一纤维；

h)在包容区域采用缠绕方式铺覆5mm芳纶预浸料(F-8H3/603B)，作为吸能层；

i)吸胶压实；

j)在机匣整体区域采用M40J-XW/603B高模碳纤维增强高韧环氧树脂预浸料，缠绕成型环境保护层5mm；

k)采用如图2所示的固化制度进行机匣固化，升温速率为20±5℃/h，180℃保温4小时，降温速率≤30℃，80℃停机，开门降温，温度≤50℃时出罐，可根据需要适当缩短固化保温时间。

l)产品固化、脱模、清理后，进行尺寸测量和超声波无损检测。无损检测方法：DqES219-88《碳环氧复合材料超声波探伤检测方法》；

m)按照图纸要求，进行上下端面加工、加厚区等加工；

n)采用J-154胶膜，将分成三瓣的1mm铝合金面板阳极化处理后，在包容区域进行粘接固化，固化制度如下：

固化压力为(0.30±0.02)Mpa。从室温开始升温，升温速度为2℃/min～4℃/min，加热到130±5℃(温度为试件温度)，并保持在该温度3h，然后停止加热，试样在保持压力下，自然降温至60℃以下卸压。制备的风扇机匣的包容区域中，抗压剪层占比为18.5wt％，抗拉层占比为18.5wt％，篱笆层占比为2.8wt％，吸能层占比为21.2wt％，防变形层占比为6.0wt％。两法兰区域和两非包容区域的平均厚度为12mm，法兰区域和非包容区域交接处形成R角，内外R角均为R5。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。