CN102797509A - 一种涡轮叶片的减震润滑结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮叶片的减震润滑结构，该涡轮叶片包括一体形成的叶身、平台和榫头，所述榫头具有一个安装侧面和与该安装侧面相对的后侧面，所述榫头呈楔形状并具有两个对称的楔形面，其中，所述两个楔形面上对称设置有两个带状减震润滑涂层区，所述减震润滑涂层区由石墨型氮化硼和镍、铬、铝、铁的混合物喷涂而成。本发明所提供的涡轮叶片的减震润滑结构，其在涡轮叶片的榫头的楔形面上设置减震润滑区，可满足航空发动机涡轮榫头和榫槽之间的润滑和减震双重功效，且该减震润滑区采用石墨型氮化硼和镍、铬、铝、铁的混合物喷涂而成，从而可以使用于温度不低于800℃的高温环境下。

Description

一种涡轮叶片的减震润滑结构

技术领域

本发明涉及涡轮发动机的涡轮叶片的结构，尤其是一种涡轮叶片涂层结构，其可用于高温涡轮叶片与叶片盘减震润滑。

背景技术

CN 202370590U公开了一种现有的涡轮叶片结构，如图1、2所示，其中的涡轮叶片1包括一体形成的叶身10、平台11和榫头12。为固定涡轮叶片1，涡轮叶片1的榫头12插入到沿涡轮盘2径向布置的榫槽21中，以将涡轮叶片1固定安装在涡轮盘2上。榫头12具有一个安装侧面121和与该安装侧面121相对的后侧面122，涡轮叶片1安装到涡轮盘2上时，安装侧面121会首先进入榫槽21。涡轮叶片1的榫头12呈楔形状并具有两个对称的楔形面123、124，楔形面123、124上具有平行的凹凸结构。涡轮盘2的榫槽21具有与涡轮叶片1的榫头12形状配合的结构，用于固定安装涡轮叶片1。该现有技术通过在涡轮叶片1的平台11下方设置相应的凸台结构来解决涡轮叶片1和涡轮盘2连接不严密产生滑移错位的缺陷。

另外，US 2010178169A1也公开了一种涡轮叶片和涡轮盘之间的密封涂层，其通过在与涡轮盘的榫槽底部对应的涡轮叶片的榫头的底部设置一层涂层以提供相应的密封，并留出一定的空隙供冷却涡轮叶片的气流通过。

上述现有技术中的涡轮叶片结构虽然采用了相关的结构或涂层，但是涡轮叶片的榫头和涡轮盘的榫槽之间仍然会存在较大的安装间隙，通常情况下，榫头的楔形面和涡轮槽之间的单边间隙可达0.2mm，因此当发动机工作时，这些间隙会造成涡轮叶片在涡轮盘上晃动，从而产生较大的震动和磨损，造成安全隐患，并且由于涡轮叶片和涡轮盘需要在高温燃气流中工作，相应的部件需要承受较高的温度，通常可达到800℃左右。而上述现有技术CN202370590U中所应用的凸台结构难以承受这样的高温，其在温度不超过450℃的应用环境下尚可发挥一定的效能，应用范围局限在风扇叶片、压气机叶片，压气机导向叶片等低温部件，不能用于工作温度达800℃的高温氧化性气氛中的涡轮部件。

而上述现有技术US2010178169A1中的密封涂层乃是为了垫高榫头和榫槽之间的间隙，以便于冷却气流的通过，因此，该现有技术中的密封涂层设置于榫头底部与榫槽底部之间，该位置处的密封涂层对于位于涡轮叶片的榫头的楔形面和涡轮槽之间的间隙没有任何作用，无法抑制因该位置的间隙所产生的震动和磨损。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种涡轮叶片的减震润滑结构，以减少或避免前面所提到的问题。

具体来说，本发明提供了一种涡轮叶片的减震润滑结构，其可满足航空发动机涡轮部件润滑和减震的双重功效，且使用温度不低于800℃。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种涡轮叶片的减震润滑结构，该涡轮叶片包括一体形成的叶身、平台和榫头，所述榫头具有一个安装侧面和与该安装侧面相对的后侧面，所述榫头呈楔形状并具有两个对称的楔形面，其中，所述两个楔形面上对称设置有两个带状减震润滑涂层区，所述减震润滑涂层区由石墨型氮化硼和镍、铬、铝、铁的混合物喷涂而成。

优选地，所述石墨型氮化硼和镍、铬混合物由如下重量份的组分组成：氮化硼5.5，铝3.5，铁8，镍69，铬14。

优选地，所述石墨型氮化硼和镍、铬混合物的粒度范围为：-120～+325目。

优选地，所述带状减震润滑涂层区宽3-10mm。

优选地，所述带状减震润滑涂层区临近所述后侧面设置。

优选地，所述带状减震润滑涂层区由所述平台向所述榫头的末端延伸，其上部靠近所述后侧面122一侧，下部延伸靠向所述安装侧面121一侧，所述带状减震润滑涂层区与所述后侧面呈8-20°夹角。

优选地，位于所述榫头的末端的所述带状减震润滑涂层区与所述后侧面之间的最小距离为3-10mm。

优选地，所述带状减震润滑涂层区的厚度为0.2~2mm。

优选地，所述减震润滑涂层区采用氧乙炔火焰喷涂形成。

优选地，所述减震润滑涂层区的氧乙炔火焰喷涂参数为：氧气压力32psi，氢气压力28psi，氧气流量70SCFH，氢气流量250SCFH，喷嘴距离涡轮叶片的距离200～300mm，送粉量60～80g/min，喷涂次数6～12次。

本发明所提供的涡轮叶片的减震润滑结构，其在涡轮叶片的榫头的楔形面上设置减震润滑区，可满足航空发动机涡轮榫头和榫槽之间的润滑和减震双重功效，且该减震润滑区采用石墨型氮化硼和镍、铬、铝、铁的混合物喷涂而成，从而可以使用于温度不低于800℃的高温环境下。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，

图1显示的是现有涡轮叶片的结构示意图；

图2显示的是图1所示现有涡轮叶片与涡轮盘的安装结构示意图；

图3显示的是根据本发明的一个具体实施例的涡轮叶片的减震润滑结构的平面示意图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

图3显示的是根据本发明的一个具体实施例的涡轮叶片的减震润滑结构的平面示意图，如图所示，本发明的涡轮叶片的减震润滑结构中，涡轮叶片1包括一体形成的叶身10、平台11和榫头12。为固定涡轮叶片1，涡轮叶片1的榫头12插入到沿涡轮盘径向布置的榫槽中（图中未显示涡轮盘的结构，可参照图2），以将涡轮叶片固定安装在涡轮盘上。榫头12具有一个安装侧面121和与该安装侧面121相对的后侧面122，涡轮叶片1安装到涡轮盘上时，安装侧面121会首先进入榫槽。涡轮叶片1的榫头12呈楔形状并具有两个对称的楔形面123（图3为平面图，只显示了一个楔形面，另一个楔形面位于图示楔形面的背面），楔形面123上具有平行的凹凸结构。涡轮盘的榫槽具有与涡轮叶片1的榫头12形状配合的结构，用于固定安装涡轮叶片1。

由于涡轮叶片1的榫头12和涡轮盘的榫槽之间通常会存在较大的安装间隙，因此当发动机工作时，这些间隙会造成涡轮叶片1在涡轮盘上晃动，从而产生较大的震动和磨损，造成安全隐患，因此，在本发明中，特别在两个楔形面123上对称设置有两个带状减震润滑涂层区125（同样的，图3中只显示了一个带状减震润滑涂层区，另一个带状减震润滑涂层区位于图示带状减震润滑涂层区的背面）。由于震动的根源在于涡轮叶片的榫头的楔形面和涡轮槽之间存在间隙，因此本发明将减震润滑涂层区125设置于该区域，并对称设置于两个楔形面上，因而可提供平稳的减震效果。另外减震润滑区125还可提供润滑效果，其可以为榫头12和榫槽之间提供一定的抗磨损功能，提高了涡轮叶片和涡轮盘的寿命。

另外，由于涡轮叶片1和涡轮盘需要在高温燃气流中工作，相应的部件需要承受较高的温度，通常可达到800℃左右，因此在楔形面123上设置的减震润滑涂层区由石墨型氮化硼和镍、铬、铝、铁的混合物喷涂而成。

石墨型氮化硼具有良好的干润滑和耐高温性能，混合镍、铬等金属可加强其润滑性能，并提供良好的减震效果，提高了单独组分的强度。在一个具体实施例中，所述石墨型氮化硼和镍、铬混合物由如下重量份的组分组成：氮化硼5.5，铝3.5，铁8，镍69，铬14。氮化硼粉末为球形颗粒，镍、铬为主要添加剂，混合物优选为粉末状粒度，颗粒范围为-120～+325目为宜。

如图3所示，在一个具体实施例中，带状减震润滑涂层区125的宽度W优选为3-10mm，厚度优选为0.2~2mm。

在另一个具体实施例中，所述带状减震润滑涂层区125临近所述后侧面122设置。优选地，所述带状减震润滑涂层区125由所述平台11向所述榫头12的末端127延伸，其上部靠近所述后侧面122一侧，下部延伸靠向所述安装侧面121一侧，所述带状减震润滑涂层区125与所述后侧面122呈8-20°夹角β。优选地，位于所述榫头12的末端127的所述带状减震润滑涂层区125与所述后侧面122之间的最小距离D为3-10mm。

在上述几个优选实施例中，选择带状的减震润滑涂层区一方面便于定位以及操作，另外实验表明，相对于全部喷涂减震润滑材料，选择带状结构可很好控制材料的损耗并能达到更优的效果，因为喷涂过多磨损后的颗粒物聚集反倒会加快磨损，抵消润滑效果，在本发明的优选实施例中，提供了最优化的喷涂量以及减震润滑效果（例如厚度、宽度等参数限制）。另外，带状的减震润滑涂层区的设置位置及角度可以尽量避免减震润滑材料的损耗，并能避免减震润滑材料磨损后的颗粒的聚集，实验表明，将带状减震润滑涂层区设置临近后侧面可避免安装面一侧高温变形所产生的震动对震润滑材料的磨损，而倾斜设置的带状减震润滑涂层区可收集磨损颗粒，使之重复利用提供充分的润滑，提高了带状减震润滑涂层区的寿命。

下面参照附图进一步说明带状减震润滑涂层区的喷涂工艺。

依据材料特性，本发明优选热喷涂方法作为带状减震润滑涂层区的喷涂工艺，该工艺可保证工作的可靠性和简便性。

具体来说，本发明的喷涂工艺为氧乙炔火焰喷涂，具体步骤如下：

首先对需要喷涂的涡轮叶片进行清洗，去除尘土杂质油污等影响喷涂效果的成分；然后对于涡轮叶片的叶身和榫头等不要喷涂的部位进步覆盖保护；之后对喷涂区域进行吹砂处理，以增加粗糙的提高喷涂的附着力；其后再次检查不喷涂部位的喷涂保护并对涡轮叶片进行定位；再之后就是喷涂操作；喷涂完成后清理不喷涂部位的喷涂保护物，喷涂完成。

具体的氧乙炔火焰喷涂工艺参数为：喷枪采用现有商用喷枪，例如6P-Ⅱ型喷枪，喷嘴型号为7C-MH，喷涂过程中，氧气压力32psi，氢气压力28psi，氧气流量70SCFH，氢气流量250SCFH，喷嘴距离涡轮叶片的距离200～300mm，送粉量60～80g/min，喷涂次数6～12次。

喷涂效果

（1）杯突试验

将喷涂后的涡轮叶片放在直径Φ35mm孔的阴模上，将喷涂面朝下，在涡轮叶片没有喷涂的平面压直径为Φ22mm的钢球，大约以10mm/min的速度压下，获得深度为7.5mm的压痕时，全部涂层均无裂纹和脱落现象。

（2）表面洛氏硬度检测

将喷涂后的涡轮叶片的涂层经磨削后厚度1.5±0.1mm，平面度不大于0.02，使用表面洛氏硬度计Y标尺，压头直径12.7mm，测量点中心距离不小于压痕直径的4倍，获得的硬度值HR 15，Y40～60。

（3）热震性能检查

将涂覆0.2～0.3mm涂层的试片加热到800℃后投入到20±5℃的水中，反复20次，涂层均无开裂和剥落。

由上述喷涂效果测试可见，本发明的氧乙炔火焰喷涂工艺可以提供良好的附着力、硬度以及超强的强度，可适应工作温度达800℃的高温氧化性气氛。

总之，本发明所提供的涡轮叶片的减震润滑结构，其在涡轮叶片的榫头的楔形面上设置减震润滑区，可满足航空发动机涡轮榫头和榫槽之间的润滑和减震双重功效，且该减震润滑区采用石墨型氮化硼和镍、铬、铝、铁的混合物喷涂而成，从而可以使用于温度不低于800℃的高温环境下。

本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片的减震润滑结构，该涡轮叶片包括一体形成的叶身、平台和榫头，所述榫头具有一个安装侧面和与该安装侧面相对的后侧面，所述榫头呈楔形状并具有两个对称的楔形面，其特征在于，所述两个楔形面上对称设置有两个带状减震润滑涂层区，所述减震润滑涂层区由石墨型氮化硼和镍、铬、铝、铁的混合物喷涂而成。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述石墨型氮化硼和镍、铬混合物由如下重量份的组分组成：氮化硼5.5，铝3.5，铁8，镍69，铬14。

3.根据权利要求1或2所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述石墨型氮化硼和镍、铬混合物的粒度范围为：-120～+325目。

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述带状减震润滑涂层区宽3-10mm。

5.根据权利要求1所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述带状减震润滑涂层区临近所述后侧面设置。

6.根据权利要求1所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述带状减震润滑涂层区由所述平台向所述榫头的末端延伸，其上部靠近所述后侧面122一侧，下部延伸靠向所述安装侧面121一侧，所述带状减震润滑涂层区与所述后侧面呈8-20°夹角。

7.根据权利要求6所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，位于所述榫头的末端的所述带状减震润滑涂层区与所述后侧面之间的最小距离为3-10mm。

8.根据权利要求1-7之一所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述带状减震润滑涂层区的厚度为0.2~2mm。

9.根据权利要求1所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述减震润滑涂层区采用氧乙炔火焰喷涂形成。

10.根据权利要求9所述的涡轮叶片的减震润滑结构，其特征在于，所述减震润滑涂层区的氧乙炔火焰喷涂参数为：氧气压力32psi，氢气压力28psi，氧气流量70SCFH，氢气流量250SCFH，喷嘴距离涡轮叶片的距离200～300mm，送粉量60～80g/min，喷涂次数6～12次。

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