一种涡轮导向叶片应力缓解结构及其制备方法技术

本发明专利技术公开了一种涡轮导向叶片应力缓解结构及其制备方法，包括涡轮叶片叶身、设置在涡轮叶片叶身上部的上缘板以及设置在涡轮叶片叶身下部的下缘板，所述涡轮叶片叶身具有叶片尾缘，所述叶片尾缘与上缘板的交接处为转接R区域；所述上缘板靠近所述转接R区域的一侧边为排气边，所述排气边上间隔布置有多个U型槽结构。本发明专利技术通过引入U型槽结构，打破传统实心结构的刚性壁垒，降低转接R处应力，避免局部应力峰值。复合型线槽口与微倒圆强化区协同作用，消除槽口几何突变，避免U型槽设计引发的二次刚度梯度问题。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航空发动机及燃气轮机，具体涉及一种涡轮导向叶片应力缓解结构及其制备方法。

技术介绍

1、涡轮导向叶片是航空发动机、燃气轮机等热动力装置涡轮部件中的关键零件。涡轮导向叶片的上缘板搭接部位主要指其与外机匣、后封严环或其他结构件的连接区域，涡轮导向叶片上缘板搭接部位需承受高温燃气冲击及振动载荷。传统实心结构虽能保证强度，但与空心叶身的刚度差异导致转接r区域处应力集中，成为疲劳失效的高发区域。涡轮导向叶片上缘板与叶身转接区域因刚度突变导致应力集中，试车过程易产生疲劳裂纹。

2、现有技术主要通过局部几何强化(如倒圆、加厚)缓解应力，但受限于工艺与功能需求，效果有限，应力缓解率不大于10％，且叶片尾缘厚度加厚不仅导致叶片重量增加，还有可能影响叶片气动性能。

技术实现思路

1、有鉴于此，本专利技术提供了一种涡轮导向叶片应力缓解结构及其制备方法，以解决涡轮导向叶片上缘板与叶身转接区域因刚度突变导致应力集中，试车过程易产生疲劳裂纹的问题。

2、本专利技术提供了一种涡轮导向叶片应力缓解结构，本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种涡轮导向叶片应力缓解结构，包括涡轮叶片叶身(1)、设置在涡轮叶片叶身(1)上部的上缘板(2)以及设置在涡轮叶片叶身(1)下部的下缘板(3)，所述涡轮叶片叶身(1)具有叶片尾缘(11)，所述叶片尾缘(11)与上缘板(2)的交接处为转接R区域(4)；

2.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片应力缓解结构，其特征在于，所述U型槽结构(22)包括槽底(221)、第一槽壁(222)、第二槽壁(223)，所述第一槽壁(222)与槽底(221)之间通过第一槽口过渡区域(224)连接，所述第二槽壁(223)与槽底(221)之间通过第二槽口过渡区域(225)连接，第一槽壁(222)、第一槽...

【技术特征摘要】

1.一种涡轮导向叶片应力缓解结构，包括涡轮叶片叶身(1)、设置在涡轮叶片叶身(1)上部的上缘板(2)以及设置在涡轮叶片叶身(1)下部的下缘板(3)，所述涡轮叶片叶身(1)具有叶片尾缘(11)，所述叶片尾缘(11)与上缘板(2)的交接处为转接r区域(4)；

2.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片应力缓解结构，其特征在于，所述u型槽结构(22)包括槽底(221)、第一槽壁(222)、第二槽壁(223)，所述第一槽壁(222)与槽底(221)之间通过第一槽口过渡区域(224)连接，所述第二槽壁(223)与槽底(221)之间通过第二槽口过渡区域(225)连接，第一槽壁(222)、第一槽口过渡区域(224)、槽底(221)、第二槽口过渡区域(225)和第二槽壁(223)连接形成u型结构。

3.根据权利要求2所述的涡轮导向叶片应力缓解结构，其特征在于，所述槽底(221)与排气边(21)端面之间的间距为u型槽高度，所述u型槽高度为h，h为1.5～5mm；和/或

4.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片应力缓解结构，其特征在于，所述u型槽结构(22)的u型槽上槽口边和u型槽下槽口边均通过倒圆过渡，倒圆半径为0.2mm～0.5mm。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的涡轮导向叶片应力缓解结构，其特征在于，所述u型槽结构(22)的u型...

【专利技术属性】
技术研发人员：万里，李洋，陈文彬，张鑫，邓丽君，苏正刚，罗丁，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：