本發(fā)明涉及一種風(fēng)扇葉片的包覆邊制造方法，特別涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的鈦合金包覆邊制造方法。

背景技術(shù)：

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的核心部分，發(fā)動(dòng)機(jī)的性能直接影響著整個(gè)飛機(jī)的使用性能，發(fā)動(dòng)機(jī)的減重能夠提高推重比。風(fēng)扇葉片是發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的部件之一，據(jù)統(tǒng)計(jì)，風(fēng)扇段質(zhì)量約占發(fā)動(dòng)機(jī)總質(zhì)量的30％～35％，降低風(fēng)扇段質(zhì)量是降低發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量和提高發(fā)動(dòng)機(jī)效率的關(guān)鍵手段，采用更大、更輕的風(fēng)扇葉片已成為發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)。復(fù)合材料具有金屬材料無(wú)法比擬的低密度、高比強(qiáng)度和高比剛度，與鈦合金葉片相比，復(fù)合材料風(fēng)扇葉片具有重量輕、高效率、低噪聲的特點(diǎn)，葉片數(shù)少，具有更優(yōu)異的抗顫振性能和損傷容限能力。

但復(fù)合材料風(fēng)扇葉片邊緣處厚度薄、強(qiáng)度低，在外物撞擊下，葉片邊緣更加容易產(chǎn)生損傷，甚至斷裂，危害發(fā)動(dòng)機(jī)安全。因此采用鈦合金包覆邊技術(shù)對(duì)葉片邊緣進(jìn)行局部覆蓋包覆，則可以在保證不增加復(fù)合材料葉片質(zhì)量的前提下，提升葉片的抗沖擊、抗分層能力，起到葉片增強(qiáng)的效果，有效地提高復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的可靠性和安全性。

文獻(xiàn)“劉強(qiáng)等.商用大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料風(fēng)扇葉片應(yīng)用現(xiàn)狀與展望[J].航空制造技術(shù)，2014(15)：58-62”公開(kāi)一種鈦合金包覆邊成形技術(shù)：美國(guó)通用電氣公司(GE)采用多軸聯(lián)動(dòng)數(shù)控機(jī)床對(duì)GE90、GEnx復(fù)合材料風(fēng)扇葉片鈦合金包覆邊進(jìn)行銑削加工，通過(guò)開(kāi)槽銑削剔除中間多余部分，從而形成薄壁深溝型包覆邊。然而，數(shù)控銑削加工過(guò)程中的加工應(yīng)力變形和加工振動(dòng)問(wèn)題較難解決，加之包覆邊壁薄溝深，厚度處于動(dòng)態(tài)變化之中，穩(wěn)定性不易保證。因而加工難度大、效率低。

中航商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司在公開(kāi)號(hào)為CN103628923A的中國(guó)專利“金屬包覆層、復(fù)合材料葉片以及金屬包覆層和葉片制造方法”中，公開(kāi)一種通過(guò)使用網(wǎng)狀包覆層對(duì)復(fù)合材料風(fēng)扇葉片進(jìn)行包覆增強(qiáng)的制備技術(shù)，該技術(shù)包括多根柔性的經(jīng)向金屬絲沿經(jīng)線方向送絲；多根柔性的緯向金屬絲沿緯線方向送絲；編織多根經(jīng)向金屬絲和多根緯向金屬絲，以形成金屬絲網(wǎng)；焊接金屬絲網(wǎng)以形成金屬包覆層。該技術(shù)雖然能在減輕葉片質(zhì)量方面產(chǎn)生積極效果，但由于采用金屬網(wǎng)對(duì)葉片邊緣進(jìn)行鏤空覆蓋包覆，從而葉片在離心載荷和氣動(dòng)載荷的共同作用下，仍然會(huì)發(fā)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，葉尖處復(fù)合材料產(chǎn)生剝離和脫層；當(dāng)風(fēng)扇葉片受到外物撞擊時(shí)，依舊會(huì)導(dǎo)致葉片部分損傷甚至斷裂失效。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有風(fēng)扇葉片的包覆邊制造方法效率低的不足，本發(fā)明提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的鈦合金包覆邊制造方法。該方法首先初步形成帶凸臺(tái)的開(kāi)敞板件，然后通過(guò)兩次超塑性成形使包覆邊坯料形成V形結(jié)構(gòu)，再輔助以數(shù)控加工的方法對(duì)不符合風(fēng)扇葉片邊緣包覆要求的包覆邊內(nèi)部和外部進(jìn)行精微加工。葉片邊緣金屬全覆蓋，提升了葉片的抗沖擊、抗分層能力。從而解決了風(fēng)扇葉片鈦合金包覆邊完全依賴數(shù)控銑削加工時(shí)難度大、效率低的技術(shù)問(wèn)題。

本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案：一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的鈦合金包覆邊制造方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟：

步驟一、將包覆邊數(shù)控加工成中間帶有突起的長(zhǎng)方形坯料；

步驟二、用酸溶液去除包覆邊表面氧化皮后吹干；

步驟三、將包覆邊放入與其成形后外緣型面相同、尺寸大1～5mm的外模具內(nèi)，對(duì)壓頭施加向下壓力進(jìn)行預(yù)成型，使包覆邊形成V型結(jié)構(gòu)；

步驟四、將與包覆邊成形后內(nèi)腔型面相同的內(nèi)模具放入包覆邊的內(nèi)腔，并在包覆邊外包裹密封層，將密封層內(nèi)部抽成真空后密封。

步驟五、將包裹有包覆邊及內(nèi)模具的密封層放入密封箱中，加熱升溫至鈦合金超塑成形溫度760～927℃；向密封箱內(nèi)通入1.5～2.0MPa壓力大小的氬氣后進(jìn)行超塑成形，成形時(shí)間為1.5～2.5h；包覆邊在氬氣作用下進(jìn)行拉伸和扭曲變形，并逐漸向內(nèi)模具型面靠近，直至同內(nèi)模具貼合形成預(yù)定內(nèi)腔形狀；

步驟六、包覆邊完全貼模成形后隨爐冷卻；

步驟七、冷卻后取出包覆邊進(jìn)行表面化銑；

步驟八、對(duì)不符合風(fēng)扇葉片邊緣包覆要求的包覆邊內(nèi)部和外部進(jìn)行精微數(shù)控加工。

本發(fā)明的有益效果是：該方法首先初步形成帶凸臺(tái)的開(kāi)敞板件，然后通過(guò)兩次超塑性成形使包覆邊坯料形成V形結(jié)構(gòu)，再輔助以數(shù)控加工的方法對(duì)不符合風(fēng)扇葉片邊緣包覆要求的包覆邊內(nèi)部和外部進(jìn)行精微加工。葉片邊緣金屬全覆蓋，提升了葉片的抗沖擊、抗分層能力。從而解決了風(fēng)扇葉片鈦合金包覆邊完全依賴數(shù)控銑削加工時(shí)難度大、效率低的技術(shù)問(wèn)題。

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作詳細(xì)說(shuō)明。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的結(jié)構(gòu)示意圖及其鈦合金包覆邊的B部放大圖。

圖2是圖1的A-A剖視圖及其鈦合金包覆邊的C部放大圖。

圖3是本發(fā)明包覆邊預(yù)成型開(kāi)始時(shí)原理示意圖。

圖4是本發(fā)明包覆邊預(yù)成型完成時(shí)原理示意圖。

圖5是本發(fā)明包覆邊超塑成形時(shí)原理示意圖。

圖中，1-包覆邊，2-風(fēng)扇葉片，3-壓頭，4-外模具，5-內(nèi)模具，6-密封層，7-密封箱。

具體實(shí)施方式

參照?qǐng)D1-5。本發(fā)明航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料風(fēng)扇葉片的鈦合金包覆邊制造方法具體步驟如下：

步驟一、將包覆邊1數(shù)控加工成中間帶有突起的長(zhǎng)方形坯料；

步驟二、用酸溶液去除包覆邊1表面氧化皮后吹干；

步驟三、將包覆邊1放入與其成形后外緣型面相同、尺寸大1～5mm的外模具4內(nèi)，對(duì)壓頭3施加向下壓力進(jìn)行預(yù)成型，使包覆邊1形成V型結(jié)構(gòu)；

步驟四、將與包覆邊1成形后內(nèi)腔型面相同的內(nèi)模具5放入包覆邊1的內(nèi)腔，并在包覆邊1外包裹密封層6，將密封層6內(nèi)部抽成真空后密封。

步驟五、將包裹有包覆邊1及內(nèi)模具5的密封層6放入密封箱7中，加熱升溫至鈦合金超塑成形溫度760～927℃；向密封箱7內(nèi)通入1.5～2.0MPa壓力大小的氬氣后進(jìn)行超塑成形，成形時(shí)間為1.5～2.5h；包覆邊1在氬氣作用下進(jìn)行拉伸和扭曲變形，并逐漸向內(nèi)模具5型面靠近，直至同內(nèi)模具5貼合形成預(yù)定內(nèi)腔形狀；

步驟六、包覆邊1完全貼模成形后隨爐冷卻；

步驟七、冷卻后取出包覆邊1進(jìn)行表面化銑；

步驟八、對(duì)不符合風(fēng)扇葉片2邊緣包覆要求的包覆邊1內(nèi)部和外部進(jìn)行精微數(shù)控加工。