具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环及制造方法

摘要

本发明公开了一种具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环，包括内环、外环、夹在内环和外环之间的夹层；所述夹层具有呈蜂窝状的多个胞元，所述胞元沿周向延伸且径向截面为负泊松比结构；每个胞元的径向截面均具有两条第一胞壁和四条内凹的第二胞壁，所述两条第一胞壁分别在与所述内环和外环同圆心的两个圆周面上延伸，第一胞壁和第二胞壁连接并合围呈内凹六边形结构；相互交错且相邻的两个胞元之间通过各自的一条第二胞壁互相贴合。该包容环具有较好的抗冲击性和能量吸收能力，保障发动机的可靠性；并且也具有较好的减重效果，可以充分挖掘航空零部件结构设计轻量化的潜力。同时，本发明还公开了一种易于实现和控制的制造方法。

权利要求

1.一种具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环，其特征在于，包括内环(1)、外环(2)、夹在内环(1)和外环(2)之间的夹层(3)；所述夹层(3)具有呈蜂窝状的多个胞元(4)，所述胞元(4)沿周向延伸且径向截面为负泊松比结构；每个胞元(4)的径向截面均具有两条第一胞壁(41)和四条内凹的第二胞壁(42)，所述两条第一胞壁(41)分别在与所述内环(1)和外环(2)同圆心的两个圆周面上延伸，第一胞壁(41)和第二胞壁(42)连接并合围呈内凹六边形结构；相互交错且相邻的两个胞元(4)之间通过各自的一条第二胞壁(42)互相贴合；

在径向上排布的多个胞元(4)形成一列，相邻的两列胞元(4)中有一列的位于两端的第一胞壁(41)分别抵靠在内环(1)和外环(2)上；

所述第一胞壁(41)的长度为第二胞壁(42)长度的两倍，第一胞壁(41)和第二胞壁(42)的夹角为60°；

其中，所述内环(1)厚度为1～2mm，所述外环(2)厚度为2～5mm，所述夹层(3)的厚度为

12mm；外环(2)通过多块外环子板(21)拼接而成，并在外环子板(21)边缘的安装边(22)上开设多个螺栓孔，通过螺栓(23)将各外环子板安装成一个整体；

该发动机包容环采用包括下述步骤的方法制造：

(1)确定夹层的尺寸，建立夹层的三维数字模型；

(2)利用激光增材制造技术将夹层加工成型；

(3)将夹层焊接或粘接在内环和外环之间。

2.根据权利要求1所述的具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环，其特征在于，所述内环(1)、外环(2)和夹层(3)采用铝合金或者钛合金材料制成。

说明书

具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环及制造方法

技术领域

[0001] 本发明属于航空发动机领域，具体设计一种具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环及制造方法。

背景技术

[0002] 随着对航空发动机推力、转速等使用性能的要求不断提高，高速旋转下的发动机叶片会由外物损伤、高周疲劳、鸟撞、高温、材料缺陷等原因发生失效断裂故障，进而断裂叶片飞出撞击机匣，很容易发生非包容事故。高速高能的非包容碎片可能会击伤飞机的机舱、油箱、液压管路和电器控制线路，给航空飞行安全带来了严重威胁。因此，航空发动机的包容性研究对于提升发动机安全性、可靠性、适航性意义重大。

[0003] 围绕风扇叶片的机匣一般称为包容环，它的功能不仅是气流通道的机匣，而且还要起到一旦风扇叶片从根部折断，能将风扇叶片的碎片包容在机匣内的作用。早期军民用航空发动机包容环普遍采用传统的铝合金和钛合金材料，由于材料强度高，韧性好，防护效果较好。随着对发动机推重比等性能要要求的不断提高，单一的金属材料包容环已不能满足结构轻量化需要。目前服役的一些大型发动机的包容环多利用铝合金作为内层机匣，表面铣有栅格状槽，将数十层高强度Kevlar织物缠绕在铝合金机匣外部，最外层通过环氧树脂粘结固化。这种方法较早期的金属包容环减重明显，但是这种软壁包容机匣结构必须具有足够的外部空间允许高强度的Kevlar织物在碎片冲击时能够充分变形。

发明内容

[0004] 发明目的：为了克服现有技术的缺陷，本发明提供一种具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环。该发动机包容环受冲击时变形占用空间较小，且具有较轻的质量。

[0005] 本发明的另一目的是提供一种上述发动机包容环的制造方法。

[0006] 技术方案：本发明所述一种具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环，包括内环、外环、夹在内环和外环之间的夹层；所述夹层具有呈蜂窝状的多个胞元，所述胞元沿周向延伸且径向截面为负泊松比结构；每个胞元的径向截面均具有两条第一胞壁和四条内凹的第二胞壁，所述两条第一胞壁分别在与所述内环和外环同圆心的两个圆周面上延伸，第一胞壁和第二胞壁连接并合围呈内凹六边形结构；相互交错且相邻的两个胞元之间通过各自的一条第二胞壁互相贴合。

[0007] 有益效果：该发动机包容环采用三层结构，首先通过内环削弱冲击速度，使得脆性的叶片破碎而分散冲击载荷，减弱高能碎片的威胁；然后通过在内环和外环之间设置蜂窝型负泊松比结构的夹层，利用夹层自身拉胀效应和蜂窝吸能效应，在受到弹片冲击挤压时，立即表现出负泊松比性质，材料会迅速向弹片作用区域集中，这使得被撞区域局部强度显著增加，因此抗冲击性和能量吸收能力较现有金属包容环效果改善显著；另外蜂窝型结构可以使得击穿内环的飞断叶片的碎片嵌入其中，避免了碎片对转子其余叶片的冲击，减小二次损伤的可能性；且其结构密度显著降低，具有较好的减重效果，可以充分挖掘航空零部件结构设计轻量化的潜力；外环起到刚性支撑以及防御作用，使得整个包容环的包容能力及可靠性进一步提升。

[0008] 而本发明所述的一种具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环的制造方法，其特征在于，包括下述步骤：

[0009] (1)确定夹层的尺寸，建立夹层的三维数字模型；

[0010] (2)利用激光增材制造技术将夹层加工成型；

[0011] (3)将夹层焊接或粘接在内环和外环之间。

[0012] 有益效果：该方法采用激光增材制造技术和常规的焊接、粘接技术，易于实现和控制，具有较高的生产效率。

附图说明

[0013] 图1是本发明具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环的结构示意图；

[0014] 图2是沿图1中虚线剖开该发动机包容环的局部剖面结构放大图；

[0015] 图3是图2所示局部剖面结构的正视图；其中，A-A线指示出了径向；

[0016] 图4是本发明胞元的径向截面结构示意图；

[0017] 图5是实施例中拼接式的发动机包容环的结构示意图。

具体实施方式

[0018] 下面，结合附图对本发明做进一步详细说明。

[0019] 如图1所示，本实施例公开了一种具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环，包括内环1、外环2、夹在内环1和外环2之间的夹层3。内环1和外环2均采用铝合金或者钛合金制作而成，夹层3采用钛合金或铝合金制作而成。其中，内环1的厚度为1～2mm，外环2的厚度为2～5mm，可根据飞失叶片的质量、形状和动能而改变。夹层3的厚度为12mm，以保证击穿内环的飞断叶片的碎片有足够的空间嵌入其中，避免碎片对转子其余叶片的冲击，减小二次损伤的可能性，有效提高机匣在叶片丢失后的安全性。

[0020] 如图2所示，夹层3具有沿轴向交错排列呈蜂窝状的多个胞元4，每个胞元4沿周向延伸呈封闭环形，且胞元4的径向截面为负泊松比结构。与传统金属材料、复合材料、泡沫材料以及蜂窝材料相比，该结构材料具有独特的力学性能，能够显著提升包容环的抗冲击性和能量吸收能力。

[0021] 具体请参阅图3和图5所示，其中，A-A线指示出了径向。胞元4的径向截面具有两条第一胞壁41和四条内凹的第二胞壁42。两条第一胞壁41分别在与内环1和外环2同圆心的两个圆周面上延伸，第一胞壁41和第二胞壁42连接并合围呈内凹六边形结构。第一胞壁41的长度为a，第二胞壁42的长度为b，第一胞壁41和第二胞壁42的夹角为θ，第一胞壁41和第二胞壁42厚度均为t。为了使该结构抗冲击性和能量吸收能力达到最佳状态，本实施例中，第一胞壁41的长度为第二胞壁42长度的两倍，其中第一胞壁41的长度a＝4.6mm，第二胞壁42的长度b＝2.3mm，第一胞壁41和第二胞壁42的夹角θ为60°，第一胞壁41和第二胞壁42的厚度t＝0.5mm。

[0022] 胞元4的排列规律为：相互交错且相邻的两个胞元4之间通过各自的一条第二胞壁42互相贴合。在径向上排布的多个胞元4形成一列，同一列的胞元4之间的通过各自的一条第一胞壁41互相贴合。进一步的，为了使力学结构稳定避免错位，相邻的两列胞元4中有一列的位于两端的第一胞壁41分别抵靠在内环1和外环2上。也即位于同一列中，头尾两端的第一胞壁41分别与内环1和外环2接触，或者均不与内环1、外环2接触，避免一端接触另一端不接触的错位造成结构不稳定。

[0023] 本实施例还提供一种上述发动机包容环的制造方法，该方法包括下述步骤：

[0024] (1)确定夹层3的尺寸，建立夹层3的三维数字模型；

[0025] (2)利用激光增材制造技术将夹层2加工成型；

[0026] (3)将夹层3焊接或粘接在内环1和外环2之间。

[0027] 外环2可以采用如图1所示的整体式结构，也可采用如图5所示的分体拼接式结构，当为拼接式结构时，外环2通过多块外环子板21拼接而成。并在外环子板21边缘的安装边22上开设多个螺栓孔，通过螺栓23将各外环子板21安装成一个整体。易于制作和装配。