一种航空发动机中涡轮导向叶片制造技术

技术编号:37547749 阅读:16 留言:0更新日期:2023-05-12 16:23
本申请属于航空发动机中涡轮导向叶片设计技术领域,具体涉及一种航空发动机中涡轮导向叶片,包括:叶身,以陶瓷基复合材料制造,为空腔结构,其侧壁开设有多个气膜孔,其中,各个气膜孔中位于叶身前缘气动驻点区域的部分前向倾斜,其余部分后向倾斜;导流管,以金属材料制造,其侧壁上具有多个冲击孔,在空腔内设置,与叶身侧壁之间形成冲击腔。与叶身侧壁之间形成冲击腔。与叶身侧壁之间形成冲击腔。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机中涡轮导向叶片


[0001]本申请属于航空发动机中涡轮导向叶片设计
,具体涉及一种航空发动机中涡轮导向叶片。

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,可有效提高航空发动机的推重比。
[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,能够很好的适用于航空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,影响航空发动机的整体性能,甚至于发生危险,对此,当前主要采取以下两种措施:
[0006]1)将陶瓷基复合材料制造的涡轮导向叶片设计为空腔结构,并在其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,冷却气通过各个气膜孔排出,以此实现对涡轮导向叶片的冷却,该种技术方案,冷却效率较低,需要大量的冷却气,与之相应,需要的在叶身侧壁上开设数量众多的气膜孔,会严重破坏陶瓷基复合材料内纤维的完整性,极大削弱涡轮导向叶片的强度及其韧性;
[0007]2)将陶瓷基复合材料制造的涡轮导向叶片设计为空腔结构,并在其叶身侧壁上开设多个气膜孔,以及在其空腔中设置导流管,导流管与叶身侧壁之间形成冲击腔,且在导流管侧壁上开设多个冲击孔,构成双层壁结构,在航空发动机工作时,向导流管内通入冷却气,冷却气通过各个冲击孔进入到冲击腔,对叶身侧壁进行冲击冷却后通过各个气膜孔排出,该种技术方案,冷却效率较高,可相应减少在叶身侧壁上开设气膜孔的数量,仅在叶身前缘、后缘侧壁开设少量的气膜孔,减少对陶瓷基复合材料内纤维完整性的破坏,保证涡轮导向叶片的强度及其韧性,但以将陶瓷基复合材料制造的涡轮导向叶片双层壁结构加工、制作困难,成本高昂。
[0008]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0009]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

[0010]本申请的目的是提供一种航空发动机中涡轮导向叶片,以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0011]本申请的技术方案是:
[0012]一种航空发动机中涡轮导向叶片,包括:
[0013]叶身,以陶瓷基复合材料制造,为空腔结构,其侧壁开设有多个气膜孔,其中,各个气膜孔中位于叶身前缘气动驻点区域的部分前向倾斜,其余部分后向倾斜;
[0014]导流管,以金属材料制造,其侧壁上具有多个冲击孔,在空腔内设置,与叶身侧壁之间形成冲击腔。
[0015]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,位于叶身前缘气动驻点区域的部分气膜孔间距较小。
[0016]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,位于叶身前缘叶盆侧的部分气膜孔,为圆柱形,间距为5~6Dq,其中,Dq为气膜孔的孔径;
[0017]位于叶身前缘叶背侧的部分气膜孔,自内而外由圆形过渡为梯形,间距为7~10Dq。
[0018]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,于叶身前缘叶背侧的部分气膜孔,出口扩张角α=20
°
~25
°
,出口最小宽度L2=1.5~2Dq,出口边界至进口中心的距离L1=0.6~0.8Dq。
[0019]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,导流管侧壁上具有多处Ω型波纹凸出部位,以及具有多个鼓包;
[0020]各处Ω型波纹凸出部位导流管轴向伸展,抵靠到叶身侧壁上;
[0021]各个鼓包沿导流管周向分布,抵靠到叶身侧壁上。
[0022]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,空腔中具有分割肋,将空腔分割为前缘腔、后缘腔;其中,前缘空腔靠近叶身前缘,在叶身的根部形成开口;后缘空腔靠近叶身后缘,在叶身的尖部形成开口;
[0023]导流管包括:
[0024]前导流管,一端伸入到前缘腔中,另一端外壁具有前导流管连接边;
[0025]后导流管,一端伸入到后缘腔中,另一端外壁具有后导流管连接边;
[0026]涡轮导向叶片还包括:
[0027]第一螺栓紧固件,将前导流管连接边连接在叶身的根部;
[0028]第二螺栓紧固件,将后导流管连接边连接在叶身的尖部。
[0029]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,前导流管上的Ω型波纹凸出部位有一处,抵靠到叶身前缘、后缘分界处;
[0030]后导流管上的Ω型波纹凸出部位有两处,其中,一处抵靠到叶身侧壁靠近后缘叶背处,另一处靠到叶身侧壁靠近后缘叶盆处。
[0031]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,前导流管伸入到前缘腔中的一端封堵;
[0032]后导流管伸入到后缘腔中的一端封堵。
[0033]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,还包括:
[0034]上缘板,连接在叶身的尖部,其内具有上缘板冷却腔,内侧壁具有上缘板气膜孔,外壁具有上缘板冲击孔;上缘板冷却腔环绕叶身的尖部;
[0035]下缘板,连接在叶身的根部,其内具有下缘板冷却腔,内侧壁具有下缘板气膜孔,外壁具有下缘板冲击孔;下缘板冷却腔环绕叶身的根部。
[0036]根据本申请的至少一个实施例,上述的航空发动机中涡轮导向叶片中,上缘板以
陶瓷基复合材料制造,其内侧壁成型在叶身的尖部,与其外侧壁间粘接连接,其间形成上缘板冷却腔;
[0037]下缘板以陶瓷基复合材料制造,其内侧壁成型在叶身的根部,与其外侧壁间粘接连接,其间形成下缘板冷却腔。
附图说明
[0038]图1是本申请实施例提供的航空发动机中涡轮导向叶片的示意图;图2是本申请实施例提供的航空发动机中涡轮导向叶片的装配示意图;图3是本申请实施例提供的航空发动机中涡轮导向叶片的局部剖视图;图4是本申请实施例提供的导流管的示意图;图5是本申请实施例提供的航空发动机中涡轮导向叶片的又一局部剖视图;图6是本申请实施例提供的航空发动机工作过程中,涡轮导向叶片叶身侧壁各处压力分布的示意图;图7是本申请实施例提供的航空发动机工作过程中,以陶瓷基复合材料制造的涡轮导向叶片叶身侧壁各处换热系数分布的示意图;图8是本申请实施例提供的位于叶身前缘叶背侧的部分气膜孔的示意图;其中:1

叶身;2

导流管;3

第一螺栓紧固件;4

第二螺栓紧固件;5

...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机中涡轮导向叶片,其特征在于,包括:叶身(1),以陶瓷基复合材料制造,为空腔结构,其侧壁开设有多个气膜孔,其中,各个气膜孔中位于叶身前缘气动驻点区域的部分前向倾斜,其余部分后向倾斜;导流管(2),以金属材料制造,其侧壁上具有多个冲击孔,在空腔内设置,与叶身(1)侧壁之间形成冲击腔。2.根据权利要求1所述的航空发动机中涡轮导向叶片,其特征在于,位于叶身前缘气动驻点区域的部分气膜孔间距较小。3.根据权利要求1所述的航空发动机中涡轮导向叶片,其特征在于,位于叶身前缘叶盆侧的部分气膜孔,为圆柱形,间距为5~6Dq,其中,Dq为气膜孔的孔径;位于叶身前缘叶背侧的部分气膜孔,自内而外由圆形过渡为梯形,间距为7~10Dq。4.根据权利要求3所述的航空发动机中涡轮导向叶片,其特征在于,于叶身前缘叶背侧的部分气膜孔,出口扩张角α=20
°
~25
°
,出口最小宽度L2=1.5~2Dq,出口边界至进口中心的距离L1=0.6~0.8Dq。5.根据权利要求1的航空发动机中涡轮导向叶片,其特征在于,导流管(2)侧壁上具有多处Ω型波纹凸出部位,以及具有多个鼓包;各处Ω型波纹凸出部位导流管(2)轴向伸展,抵靠到叶身(1)侧壁上;各个鼓包沿导流管(2)周向分布,抵靠到叶身(1)侧壁上。6.根据权利要求1所述的航空发动机中涡轮导向叶片,其特征在于,空腔中具有分割肋,将空腔分割为前缘腔、后缘腔;其中,前缘空腔靠近叶身(1)前缘,在叶身(1)的根部形成开口;后缘空腔靠近叶身(1)后缘,在叶...

【专利技术属性】
技术研发人员:宋伟王维岩吴法勇丁勇峰郑占一王鹏苏航吴向宇吴伟龙
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:

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