CN110030037A - 涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机。其中，涡轮导向叶片包括叶身以及分别设置在叶身顶部和底部的上缘板和下缘板，上缘板具有用于与涡轮机匣连接的类C形凹槽结构，下缘板具有用于与涡轮内环连接的类C形凹槽结构。本发明涡轮导向叶片通过在上缘板和下缘板上均设计类C形凹槽结构，使得便于将涡轮导向叶片安装在涡轮机匣和涡轮内环之间，而且其尤其适用于由陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片，避免陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片产生额外的附加应力。

Description

涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机

技术领域

本发明涉及涡轮导向叶片组件技术领域，尤其涉及一种涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机。

背景技术

航空发动机对加工材料的要求较高，对于未来民用航空发动机，涡轮前温度越来越高，寿命要求也越来越长，如现代研制的商用航空发动机，热端部件设计寿命不小于10000飞行循环(20000小时)，高温起飞涡轮前燃气温度已达1978K。目前，针对高温涡轮静子件，在采用传统冷却技术和热障涂层技术条件下，传统高温合金材料的使用温度和服役性能已接近极限，难以满足下一代先进航空发动机的设计要求。而采用陶瓷基复合材料替代传统高温合金材料是提高航空发动机热端部件耐温能力和效率的最佳途径。

与传统的高温合金相比，陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composites,CMC)具有如下优势：(1)耐高温，减少冷气量，耐高温材料可以减少涡轮部件的冷气量，从而提高涡轮部件效率；(2)耐腐蚀，高温环境下SiC、Si3N4等陶瓷能在表面形成氧化硅保护层，能满足1600℃以下高温抗氧化要求；(3)密度低，陶瓷基复合材料的密度仅为高温合金的1/3～1/4，这样可以减轻发动机的重量，进一步提高发动机的效率。

基于这些优势，民用航空发动机对减重以及后续对涡轮前进口温度提升的需求，在涡轮静子件如涡轮导向叶片上采用陶瓷基复合材料成为未来航空发动机的必然选择。

然而，陶瓷基复合材料的力学特性在涡轮导向叶片设计中必须予以考虑，如跟镍基金属材料相比，其失效应变或者延伸率较低，就是说有一定脆性，室温下其失效应变在0.5％～0.6％左右，而金属材料的失效应变在1％以上。室温下陶瓷基复合材料的延伸率在0.4％～0.7％，而金属材料的延伸率至少5％，一般在5％～15％之间。因此，如果采用同样的叶片结构的陶瓷基复合材料涡轮导向叶片，如各级导向叶片采用周向压紧，轴向C型环固定的方式进行安装，将因为较大的压缩载荷及气动压力发生失效；同时，跟镍基金属材料相比，陶瓷基复合材料的热膨胀系数小，一般在4×10^-6/K～5×10^-6/K之间，而镍基金属材料在10×10^-6/K～20×10^-6/K之间，这些金属材料一般用在涡轮导向叶片的支撑或者机匣结构上。因此如果陶瓷基复合材料跟金属材料的导向叶片结构一样，将产生热变形不一致，使得陶瓷基复合材料导向叶片产生额外的附加应力。

另外，现有的涡轮导向叶片安装结构复杂，不利于的安装。金属材料的涡轮导向叶片一般通过焊接形式将与转子蓖齿对磨的金属材料制备的蜂窝结构焊接到导向叶片内环上，而采用了陶瓷基复合材料后，将无法通过焊接形式将金属蜂窝与陶瓷基复合材料制备的导向叶片连接起来。

发明内容

为克服以上技术缺陷，本发明解决的技术问题是提供一种涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机，能够便于涡轮导向叶片的安装。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种涡轮导向叶片，其包括叶身以及分别设置在叶身顶部和底部的上缘板和下缘板，上缘板具有用于与涡轮机匣连接的类C形凹槽结构，下缘板具有用于与涡轮内环连接的类C形凹槽结构。

进一步地，叶身、上缘板以及下缘板均由陶瓷基复合材料制成。

进一步地，涡轮导向叶片外表面涂覆有环境障碍涂层。

进一步地，上缘板的类C形凹槽结构内涂覆有耐磨涂层。

本发明还提供了一种涡轮导向叶片组件，其包括涡轮内环和上述的涡轮导向叶片。

进一步地，涡轮内环由金属材料制成。

进一步地，还包括多个呈分体结构的支撑件，上缘板通过支撑件与涡轮机匣连接，支撑件顶部设有用于与涡轮机匣径向连接的挂钩，底部设有用于嵌入连接在上缘板的类C形凹槽结构内的类T形凹槽结构。

进一步地，还包括密封片，支撑件之间通过密封片连接类T形凹槽结构固定在一起。

进一步地，还包括定位外环，支撑件的两个挂钩的弯折方向一致，定位外环用于对支撑件进行轴向定位。

进一步地，支撑件由金属材料制成，支撑件的材料膨胀系数介于涡轮机匣的材料膨胀系数和涡轮导向叶片的材料膨胀系数之间。

进一步地，相邻的涡轮导向叶片之间具有预设周向间隙。

进一步地，类T形凹槽结构的底部与上缘板的类C形凹槽结构之间具有预设径向间隙。

本发明还进一步地提供了一种核心机，其包括上述的涡轮导向叶片组件。

本发明还提供了一种涡轮导向叶片组件，其包括上述的涡轮导向叶片。

由此，基于上述技术方案，本发明涡轮导向叶片通过在上缘板和下缘板上均设计类C形凹槽结构，使得便于将涡轮导向叶片安装在涡轮机匣和涡轮内环之间，而且其尤其适用于由陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片，避免陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片产生额外的附加应力。本发明提供的涡轮导向叶片组件和核心机也相应地具有上述有益技术效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明仅用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明涡轮导向叶片组件实施例的整体结构示意图；

图2和图3为本发明涡轮导向叶片实施例的在不同视角的结构示意图；

图4和图5为本发明涡轮导向叶片组件中支撑件在不同视角的结构示意图；

图6为本发明涡轮导向叶片中组件中涡轮内环的结构示意图；

图7为本发明涡轮导向叶片组件的剖面结构示意图。

各附图标记分别代表：

1、涡轮导向叶片；11、叶身；12、下缘板；13、上缘板；2、涡轮内环；21、内环安装凹槽；22、内环内壁；3、涡轮机匣；4、定位外环；5、支撑件。

具体实施方式

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

本发明的具体实施方式是为了便于对本发明的构思、所解决的技术问题、构成技术方案的技术特征和带来的技术效果有更进一步的说明。需要说明的是，对于这些实施方式的说明并不构成对本发明的限定。此外，下面所述的本发明的实施方式中涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

在本发明涡轮导向叶片一个示意性的实施例中，如图2和图3所示，涡轮导向叶片1包括叶身11以及分别设置在叶身11顶部和底部的上缘板13和下缘板12，结合图1～图3以及图7所示，上缘板13具有用于与涡轮机匣3连接的类C形凹槽结构，下缘板12具有用于与涡轮内环2连接的类C形凹槽结构。

在该示意性的实施例中，通过在上缘板13和下缘板12上均设计类C形凹槽结构，使得便于将涡轮导向叶片1安装在涡轮机匣3和涡轮内环2之间，实践证明能够有效避免涡轮导向叶片产生额外的附加应力。由于陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片容易产生额外的附加应力，因此本发明尤其适用于由陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片，即在一个改进的实施例中，叶身11、上缘板13以及下缘板12均由陶瓷基复合材料制成，例如C/Sic复合材料或Sic/Sic复合材料，有效避免陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片产生额外的附加应力，降低了陶瓷基复合材料涡轮导向叶片的载荷水平，允许其自由膨胀，降低了热应力水平，提高了其寿命和可靠性。

如图2和图3所示，一组涡轮导向叶片1包括3～5个叶身11，每个叶身11为分开制备，然后通过与上缘板13和下缘板12进行组装完成。涡轮导向叶片可以采用二维的纤维布编织涡轮叶片的预制体，然后通过气相沉积的方式获得叶身结构，最终组装后的涡轮导向叶片通过铆接方式成为一个完整的涡轮导向叶片1。

进一步地，涡轮导向叶片1外表面涂覆有环境障碍涂层(EBC)，防止叶片氧化、腐蚀，并且可以提高叶片的耐温水平和蠕变持久寿命。进一步地，上缘板13的类C形凹槽结构内涂覆有耐磨涂层，防止涡轮导向叶片1产生磨损失效。

如图1～图7所示，本发明还提供了一种涡轮导向叶片组件，其包括涡轮内环2和多个上述的涡轮导向叶片1，由于本发明涡轮导向叶片能够便于涡轮导向叶片的安装，相应地，本发明涡轮导向叶片组件也具有上述的有益技术效果，在此不再赘述。进一步地，相邻的涡轮导向叶片1之间具有预设周向间隙，这样可以允许涡轮导向叶片自由膨胀，避免周向压紧而产生额外的压应力。

在本发明涡轮导向叶片组件一个改进的实施例中，如图6和图7所示，涡轮内环2的横截面为类T形，涡轮内环2设有内环安装凹槽21，用于将下缘板12的类C形凹槽结构连接在涡轮内环2上，涡轮内环2由金属材料制成。这样使得在涡轮内环2的内环内壁22上可以焊接金属材料的蜂窝密封结构，也可以制备易磨涂层与转子上的蓖齿结构配合进行封严，从而解决了陶瓷基复合材料与金属材料的连接问题，解决了金属蜂窝密封结构与陶瓷基复合材料涡轮导向叶片的连接问题。

作为对上述实施例的改进，如图4、图5以及图7所示，涡轮导向叶片组件还包括多个呈分体结构的支撑件5，上缘板13通过支撑件5与涡轮机匣3连接，支撑件5顶部设有用于与涡轮机匣3径向连接的挂钩，底部设有用于嵌入连接在上缘板13的类C形凹槽结构内的类T形凹槽结构，确保连接可靠稳定性，具有较高的可实施性。进一步地，涡轮导向叶片组件还包括密封片，支撑件5之间通过密封片连接类T形凹槽结构固定在一起，避免高温燃气进入到涡轮机匣3中。再进一步地，类T形凹槽结构的底部与上缘板13的类C形凹槽结构之间具有预设径向间隙，避免不同材料热膨胀量差异而产生额外的压应力。

在本发明涡轮导向叶片组件一个改进的实施例中，如图4、图5以及图7所示，涡轮导向叶片组件还包括定位外环4，支撑件5的两个挂钩的弯折方向一致，定位外环4用于对支撑件5进行轴向定位，确保安装稳定可靠性。进一步地，支撑件5由金属材料制成，支撑件5的材料膨胀系数介于涡轮机匣3的材料膨胀系数和涡轮导向叶片1的材料膨胀系数之间，使得涡轮机匣3和支撑件5之间的热膨胀量一致，变形协调。

本发明还提供了一种核心机涡轮导向叶片组件，其包括涡轮机匣3和上述的涡轮导向叶片组件。由于本发明涡轮导向叶片组件能够便于涡轮导向叶片的安装，相应地，本发明核心机也具有上述的有益技术效果，在此也不再赘述。进一步地，涡轮机匣3由金属材料制成，如高温合金材料，典型材料为Incol 718，有效避免涡轮导向叶片产生额外的附加应力。

以上结合的实施例对于本发明的实施方式做出详细说明，但本发明不局限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明的原理和实质精神的情况下对这些实施方式进行多种变化、修改、等效替换和变型仍落入在本发明的保护范围之内。

Claims (13)

1.一种涡轮导向叶片(1)，其特征在于，包括叶身(11)以及分别设置在所述叶身(11)顶部和底部的上缘板(13)和下缘板(12)，所述上缘板(13)具有用于与涡轮机匣(3)连接的类C形凹槽结构，所述下缘板(12)具有用于与涡轮内环(2)连接的类C形凹槽结构。

2.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片(1)，其特征在于，所述叶身(11)、所述上缘板(13)以及所述下缘板(12)均由陶瓷基复合材料制成。

3.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片(1)，其特征在于，所述涡轮导向叶片(1)外表面涂覆有环境障碍涂层。

4.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片(1)，其特征在于，所述上缘板(13)的所述类C形凹槽结构内涂覆有耐磨涂层。

5.一种涡轮导向叶片组件，其特征在于，包括所述涡轮内环(2)、和多个权利要求1～4任一项所述的涡轮导向叶片(1)。

6.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，所述涡轮内环(2)由金属材料制成。

7.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，还包括多个呈分体结构的支撑件(5)，所述上缘板(13)通过所述支撑件(5)与所述涡轮机匣(3)连接，所述支撑件(5)顶部设有用于与所述涡轮机匣(3)径向连接的挂钩，底部设有用于嵌入连接在所述上缘板(13)的所述类C形凹槽结构内的类T形凹槽结构。

8.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，还包括密封片，所述支撑件(5)之间通过所述密封片连接所述类T形凹槽结构固定在一起。

9.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，还包括定位外环(4)，所述支撑件(5)的两个所述挂钩的弯折方向一致，所述定位外环(4)用于对所述支撑件(5)进行轴向定位。

10.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，所述支撑件(5)由金属材料制成，所述支撑件(5)的材料膨胀系数介于所述涡轮机匣(3)的材料膨胀系数和所述涡轮导向叶片(1)的材料膨胀系数之间。

11.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，相邻的所述涡轮导向叶片(1)之间具有预设周向间隙。

12.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，所述类T形凹槽结构的底部与所述上缘板(13)的所述类C形凹槽结构之间具有预设径向间隙。

13.一种核心机，其特征在于，包括权利要求5～12任一项所述的涡轮导向叶片组件。