一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构制造技术

本申请属于航空发动机涡轮导向叶片尾缘设计技术领域，具体涉及一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构，叶身内为空腔；叶身尾缘叶盆侧具有劈缝；劈缝直线连通至空腔；劈缝在叶身尾缘叶盆侧的开口，靠近叶身前缘的一侧具有唇面；唇面垂直于劈缝。唇面垂直于劈缝。唇面垂直于劈缝。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构


[0001]本申请属于航空发动机涡轮导向叶片尾缘设计
，具体涉及一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构。

技术介绍

[0002]提升航空发动机涡轮进口温度、降低结构重量，是提高其推重比的主要途径。
[0003]航空发动机涡轮导向叶片位于涡轮进口部位，在提高推重比的要求下，承受较高的温度。
[0004]陶瓷基复合材料密度低且具有优良的耐高温性能，以其制造涡轮导向叶片，既可增强承受高温的能力，又可降低质量，可有效提高发动机的推重比。
[0005]以陶瓷基复合材料制造的涡轮导向叶片虽然能够承受较高的温度，能够很好的适用于发动机的大多数工况，但在某极端工况下，所受到的温度会超出其承受能力，影响发动机的整体性能，甚至于发生危险，对此，多是设计涡轮导向叶片为空腔结构，以及在叶身侧壁上开设多个气膜孔，在航空发动机工作时，向空腔内通入冷却气，冷却气自各个气膜孔排出，在叶身侧壁外表面形成气膜，以此保护涡轮导向叶片不受高温损伤。
[0006]涡轮导向叶片在航空发动机工作时，其尾缘叶盆侧所受温度条件尤其恶劣，但其尾缘部位狭小，在保证刚度的条件下，叶身内空腔，不能够开设到达尾缘部位，为此，当前多是在尾缘叶盆侧开设与空腔连通的劈缝，且为了使劈缝能够靠近尾缘最末端，设计劈缝为折转结构，以取得较好的冷却效果，该种技术方案可很好的适用于以金属材料制造的涡轮导向叶片，但在应用到以陶瓷基复合材料制造的涡轮导向叶片时，难以进行脱模加工，采用机械加工，难以刀具成型，特种激光加工也不能实现折转角度加工。
[0007]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0008]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0009]本申请的目的是提供一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0010]本申请的技术方案是：
[0011]一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构，叶身内为空腔；
[0012]叶身尾缘叶盆侧具有劈缝；
[0013]劈缝直线连通至空腔；
[0014]劈缝在叶身尾缘叶盆侧的开口，靠近叶身前缘的一侧具有唇面；
[0015]唇面垂直于劈缝。
[0016]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片
尾缘结构中，Δ2＝Δ1；
[0017]α＝60
°
～75
°
；
[0018]其中，
[0019]Δ2为唇面的高度；
[0020]Δ1为劈缝的宽度，与叶身侧壁上气膜孔的当量直径相当；
[0021]α为唇面与涡轮轴向的夹角。
[0022]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构中，0.7mm≤R≤0.9mm；
[0023]10Δ1<L1<18Δ1；
[0024]其中，
[0025]R为叶身尾缘的半径；
[0026]L1为劈缝出口到叶身尾缘末端的距离。
[0027]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构中，Rin≥2R；
[0028]其中，
[0029]Rin为空腔朝向叶身尾缘部位的半径。
[0030]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构中，15Δ1<L2<20Δ1；
[0031]L2为劈缝的长度。
[0032]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构中，劈缝有多个，沿叶身轴向排列分布。
附图说明
[0033]图1是本申请实施例提供的航空发动机涡轮导向叶片的示意图；
[0034]图2是本申请实施例提供的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构的示意图；
[0035]其中：
[0036]A
‑
空腔；
[0037]B
‑
劈缝；
[0038]C
‑
唇面；
[0039]Δ1为劈缝的宽度，与叶身侧壁上气膜孔的当量直径相当；
[0040]Δ2为唇面的高度；
[0041]L1为劈缝出口到叶身尾缘末端的距离。
[0042]L2为劈缝的长度；
[0043]α为唇面与涡轮轴向的夹角；
[0044]R为叶身尾缘的半径；
[0045]Rin为空腔朝向叶身尾缘部位的半径。
[0046]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0047]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0048]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0049]此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构，其特征在于，叶身内为空腔(A)；叶身尾缘叶盆侧具有劈缝(B)；劈缝(B)直线连通至空腔(A)；劈缝(B)在叶身尾缘叶盆侧的开口，靠近叶身前缘的一侧具有唇面(C)；唇面(C)垂直于劈缝(B)。2.根据权利要求1所述的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构，其特征在于，Δ2＝Δ1；α＝60
°
～75
°
；其中，Δ2为唇面(C)的高度；Δ1为劈缝(B)的宽度，与叶身侧壁上气膜孔的当量直径相当；α为唇面(C)与涡轮轴向的夹角。3.根据权利要求2所述的航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向叶片尾缘结构，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋伟，贺佳慧，殷林林，王昱坤，韩绪军，郑占一，丁勇峰，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：