SiC/SiC复合材料涡轮叶片结构设计及静强度评价

以高温合金低压涡轮叶片为原型，研究了采用SiC/SiC复合材料进行该型涡轮叶片结构设计的可行性。完成了SiC/SiC叶片的宏观设计、榫头设计和细节设计。计算分析了金属和复合材料涡轮叶片的变形和应力特点。对按设计制备的SiC/SiC叶片开展了拉伸强度测试，并在试验中监测了叶片的应变。计算结果表明：SiC/SiC叶片在额定状态下的伸长量低于原金属叶片；叶身叶根与缘板过渡处应力水平最高，但低于SiC/SiC复合材料的拉伸强度；榫头榫颈处有发生局部剪切破坏的风险。试验结果表明：该SiC/SiC叶片的断裂明显呈现出拉伸失效模式，以断裂转速计算的静强度储备系数约为1.3；所采用的SiC/SiC叶片结构设计方法可行，所制备的复合材料叶片也顺利通过了实验室条件下的静强度考核。     

典型涡扇发动机陶瓷基复合材料涡轮叶片概念设计

为了推动先进航空发动机陶瓷基复合材料（CMCs）涡轮叶片设计技术进步,以典型涡扇发动机基准性能参数为原始数据,按照涡轮叶片正向设计流程,从气动设计,到结构设计,再到变形及强度分析,梳理出以材料强度为约束,发动机推力和耗油率为输入值,涡轮叶片叶身模型为结果的概念设计方法。设计了一种陶瓷基复合材料低压涡轮转子叶片,该叶片实心无冷却,设计工况下的气动性能、强度和振动特性仿真结果满足设计要求。安全储备系数可达1.8,涡轮盘外载预估减少50%,验证了陶瓷基复合材料用于先进航空发动机热端部件的可行性。涡轮效率提高0.98%～1.17%表明陶瓷基复合材料具有提升先进航空发动机热端部件性能的潜力。