专利名称：一种发动机压气机包容环的织造方法发动机是飞机的重要部件，堪称飞机的心脏，它为飞机提供飞行动力，它的运行状态直接决定飞机的安全性能。由于飞机的压气机或风扇的第一级工作叶片在发动机进口处，易受到外来物打伤而折断；另一方面这一级叶片最长，重量也最大，尤其是现在用于干线科技的高喊道比涡扇发动机，第一级风扇叶片的长度有近lm深圳大于lm，如果从根部折断，断片甩出的离心力高达50-60t以上，若它击穿机匣，对飞机的危害可想而知。而且飞机发动机转子的转速很高，可达50000-60000转/分。飞机发动机在高速运转过程中，发动机叶片可能会由于长时间的使用磨损产生裂痕，当叶片从叶根断裂被甩出、撞到发动机外壳上时，在径向冲击的压缩负荷作用下容易碎断，变成几块碎片。此时断叶碎片在离心力作用下，以巨大的能量甩出。此时若发动机机匣不能包容断叶碎片，断叶碎片可能击中飞机上的油管、油箱、飞机结构件。此外，未被包容的断叶可能会击中航线上的其他飞机，或地面的行人和建筑，造成灾难性的后果。为防止此类情况的发生，需在发动机外壳靠近发动机叶片一段加配一防护装置-发动机压气机包容环，以防止诸如上述的严重后果。20世纪80年代中期与后期研制的用于一些大型发动机上的包容环是以铝合金作为基体，表面铣有栅格状槽，铝环外部缠绕由Kevlar复合材料编织的条带几十上百层，其上还有一层环氧树脂。国外GEAE公司开发的芳纶纤维缠绕的风扇机匣包容环技术已经逐步成熟，现在已经成功地应用于CF6—80C2、 GE90、 CFM56等发动机上。与不锈钢风扇机匣包容环相比，其质量减轻了 35% 50%。CF6-80C2和GE90发动机采用相似的铝合金与Kevlar复合材料复合加工的风扇机匣包容环。但缠绕法制作的风扇机匣包容环具有以下缺点包容环的抗冲击性能较低，而且缠绕法制作的包容环需要涂树脂以固化成复合材料，这使得包容环的较重。
本发明的目的是提供一种轻质且具有较高抗冲击性能的发动机压气机包容环及其织造方法。为了达到上述目的，本发明的技术方案是提供一种发动机压气机包容环的织造方法，其特征在于，具体步骤为采用三维织机织造三维正交织物作为包容环的主体部分，采用双边引纬方法在所述三维正交织物上织造孔洞，将三维正交织物人工锁边织造包容环的边缘部分，釆用阶梯状搭接方法将包容环缝合。所述双边引纬方法为在孔洞所在位置处将经纱分开，分别引纬并锁边形成孔洞。所述阶梯状搭接方法为在织造开始端，剪掉上面两根纬纱，采用3条经纱和4条讳纱织造一段含有两层经纱浮线的织物；在织造结束端，剪掉下面的三根纬纱，采用2条经纱和3条纬纱织造一段含有三层经纱浮线的织物；所述含有两层经纱浮线的织物和三层经纱浮线的织物的长度相等。用于织造三维正交织物的纤维为芳纶或聚对苯撑苯并二噁唑纤维。
本发明具有以下优点
1. 开创性地将三维正交结构应用到包容环的制作。本发明为国内外首次将三维正交结构应用到飞机发动机压气机包容环的制作上。本发明制作工艺简便易行，可靠性极高。三维正交结构具有经向和纬向的纱束在平面内呈交织或排列，以提供复合材料的面内性能，而贯穿于结构厚度方向上的捆绑纱束则提供了材料的稳定性。由于厚度方向上增强纤维的存在，增加了材料的层间剪切强度,减少了分层现象，并提高了其抗冲击性能，以及弯曲疲劳性能，三维机织物有较强的仿形能力。
2. —次成型、连续织造的生产方式织造部件接口预留空隙采用双边引纬、双锁边的方法织造。以此实现了织物孔洞一次成型、经纱连续不断开，避免了缠绕法复合材料载荷不匀等缺陷，极大地提高了包容环的强度和抗冲击性。
3. 最优化的缝合技术由于不同的缝合方式将导致不同的力学性能，我们选择了一种最优包容环的缝合线轨迹对所织织物进行缝合。
4. 采用该包容环技术制作的产品拆卸方便，结构整体性好。


图1为三维正交织物结构示意图；图2为包容环结构示意图。

以下结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
实施例1
选择芳纶作为三维正交织物的纤维，根据包容环测量尺寸在三维织机上织造出三维正
交织物，如图1所示，为三维正交织物结构示意图，所述的三维正交织物包括经纱3和纬纱2，所述经纱3和纬纱2通过捆绑纱1连接。在织造的过程中根据发动机外壳上的部件接口的大小及间距确定所要织造的织物上孔洞的大小及间距。
如图2所示，为包容环结构示意图，所述包容环由第一织物段4、第二织物段5、第三织物段6、第四织物段7、第五织物段8和第六织物段9组成。宽度为6.5cm，第一织物段4长度为7cm，第二织物段5长度为8cm、第三织物段6长度为25. 53cm、第四织物段7长度为14. 33cm、第五织物段8长度为9. 4cm和第六织物段9长度为7cm。在第三织物段6上设有第一孔洞IO，长度为4.23cm，宽为5cm，在第四织物段7上设有第二孔洞11，长度为4. 23cm，宽为5cm，第五织物段8上设有第三孔洞12，长度为1. 4cm，宽为5cm。
在织造开始处，剪掉上面两根纬纱，采用3经4纬方式织造一段7cra长的含有两层经纱浮线的第一织物段4;织造一段8cm长的连续织物后，开始织造第三织物段6和第一孔洞10，按照孔洞位置将经纱分开，采用两组引讳装置双边引讳并锁边形成5mm宽的缝隙，按照此方法织造4.23cm长的第一孔洞10，然后采用单向引纬继续织造，以此方法继续第四织物段7和第二孔洞11以及第五织物段8和第三孔洞12;在织造结束处，剪掉下面的三根纬纱，采用2经3纬织造一段7cm长的含有三层经纱浮线的第六织物段9。
织造完成后，将织物首尾的两端7cm阶梯状织物第一织物段4和第六织物段9搭接缝合，缝合纱线为织物首尾两端边缘的两簇经纱，缝合线沿织物宽度方向交叉缝合，缝合结束后，将所剩纱线打结。
实施例2
类似于实施例1，区别在于选择聚对苯撑苯并二噁唑(PB0)纤维作为三维正交织物的纤维。
如下表所示，本发明的包容环的冲击性能相对现有技术有了较大改进:
包容环类型冲击韧性 (J/cm2)
传统包容 环金属基包容环热轧不锈钢机匣15.4
铝合金机匣13.2
新型包容 环实施例1中包容环19. 9
实施例2中包容环20. 3


本发明提供了一种发动机压气机包容环的织造方法，其特征在于，具体步骤为采用三维织机织造三维正交织物作为包容环的主体部分，采用双边引纬方法在所述三维正交织物上织造孔洞，将三维正交织物人工锁边织造包容环的边缘部分，采用阶梯状搭接方法将包容环缝合。本发明采用三维织机织造出包容环的三维正交结构，并利用双边引纬装置直接织造出部件接口预留孔洞，方法简单实用。采用高性能纤维织造，结构紧密，具有极高的抗冲击性能，能够有效防止在发动机高速运转情况下，因叶片意外破损产生的高速碎片击穿发动机外壳对飞机其他部件构成严重威胁。