一种航空发动机涡轮叶盘预制体工艺设计方法

概述了当前涡轮叶盘预制体的结构类型,得出2D叠层极性编织结构具有力学性能优良和成型难度低的优势。预制体的结构设计对复合材料的性能有显著影响,当前涡轮叶盘预制体研究的相关文献还很少,尤其是体积分数设计方面。为此,提出了一种极性编织结构涡轮叶盘预制体的结构设计方法,推导出能满足体积分数设计要求的结构参数关系式,并通过一个实例对该关系式进行说明验证。研究表明：该种航空发动机涡轮叶盘预制体的工艺设计方法具有实用性。