CN114991879B - 一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件及其制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件及其制造方法，涉及航空飞机制造技术领域，涡轮叶片组件包括叶轮和环绕设置在叶轮外壁上的若干个叶片，叶片前端设有第一凹槽，叶片后端设有第二凹槽，叶片前侧内部设有第一冷却通道，第一冷却通道的后侧设有隔流肋，所述隔流肋后侧设有第二冷却通道，第二凹槽内部卡接设有尾缘翅片组。本发明的涡轮叶片组件通过采用仿生学尾缘翅片组与叶片内部冷却通道位置结构对应的方式，优化调整了气膜孔的位置，使气膜孔与降噪翅片的位置关系更加符合降低飞行噪声的要求，提高了降噪效果，同时也使叶片前后具有更好的流通性能，保证了叶片的冷却效果，安全可靠。

Description

一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件及其制造方法

技术领域

本发明涉及航空飞机制造技术领域，具体是涉及一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件及其制造方法。

背景技术

航空发动机叶片是航空飞机制造中不可或缺的一部分，在航空飞机的发动机叶片领域中，涡轮叶片是燃气涡轮发动机中涡轮段的重要组成部件。高速旋转的叶片负责将高温高压的气流吸入燃烧器，以维持发动机的工作。为了能保证在高温高压的极端环境下稳定长时间工作，涡轮叶片往往采用高温合金锻造，并采用不同方式来冷却例如内部气流冷却、边界层冷却、抑或采用保护叶片的热障涂层等方式来保证运转时的可靠性。

随着涡轮发动机的不断发展，压气机的增压比和涡轮进口温度不断被提高，必然导致涡轮叶片等热端部件所受到的热负荷急剧增加，从而使其承受非常严重的热应力。在通过对涡轮叶片进行改进确保涡轮叶片的冷却效果满足要求的前提下，同样也会造成涡轮叶片的噪声大大提高，尤其是民用飞机的噪声问题日益引起人们的重视，曾有飞机就因为噪声问题而停飞，飞机的总体部件非常复杂，总体噪声必然要比发动机单独任何一个部件的噪声要大，但发动机涡轮叶片所产生的噪声依然较高。

目前飞机发动机涡轮叶片的设计种类繁多，通常采用增大涡扇发动机的涵道比来进行降噪，但这会使风扇直径增大，叶尖的速度可能会发生超速的现象。此外，还有通过将叶尾改造成翼型仿生构造的方法进行降噪，研究人员研究了猫头鹰的雀鹰翅膀的降噪原理，从而研发出了基于仿生学气动噪声控制的涡轮叶片，但该研究并未深入且该叶片的冷却效果并没有得到进一步的开发。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件及其制造方法。

本发明的技术方案是：

一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，包括叶轮和环绕设置在所述叶轮外壁上的若干个叶片；

所述叶片前端设有第一凹槽，叶片后端设有第二凹槽，所述第一凹槽内壁自上而下设有若干第一气膜孔，位于第一凹槽两侧的叶片两侧壁均自上而下设有若干第二气膜孔，叶片前侧内部设有第一冷却通道，所述第一冷却通道底部延伸至叶片底部，第一冷却通道顶部延伸至靠近叶片顶部后弯折延伸至叶片后侧，所述第一气膜孔和第二气膜孔均与第一冷却通道连通；

位于所述第一冷却通道的后侧设有隔流肋，所述隔流肋后侧设有第二冷却通道，所述第二冷却通道底部延伸至叶片底部，第二冷却通道顶部延伸至靠近第一冷却通道顶部，第二冷却通道后侧设有第一导流肋和第二导流肋，所述第一导流肋和第二导流肋均自上而下设有若干导流槽，第一导流肋和第二导流肋之间构成分流冷却腔，所述分流冷却腔对应的叶片两侧外壁均自上而下设有若干第三气膜孔，位于最上方的一个第三气膜孔与所述第一冷却通道连通，其余的第三气膜孔均与分流冷却腔连通，对应所述第二导流肋后侧的叶片两侧外壁均自上而下设有若干第四气膜孔，所述第四气膜孔与第二导流肋的导流槽一一连通；

所述第二凹槽内部卡接设有尾缘翅片组，所述尾缘翅片组包括与第二凹槽卡接的活动卡接块，以及自上而下等间距设置在所述活动卡接块上的若干个降噪翅片，所述降噪翅片为椎体设置，降噪翅片表面设有若干流向涡环槽，降噪翅片端部设有降噪环，所述降噪环上环绕开设有若干通孔。

进一步地，所述叶片的个数为42-48，叶片数量设置在该数量范围内易于加工装配和维护，且能够有效保证发动机工作性能。

进一步地，所述叶片通过位于其底部的榫头与所述叶轮外壁连接，叶片的承压面涂覆有丁苯橡胶涂层。通过涂层提高了叶片承压面的抗振动效果。

进一步地，所述第一冷却通道和第二冷却通道内部均自上而下设有导流片，第一冷却通道内部的导流片由对应所述第二气膜孔所在位置的下端斜向上延伸至所述隔流肋所在位置，第二冷却通道内部的导流片由对应所述第一导流肋的导流槽所在位置的下端斜向上延伸至所述隔流肋所在位置。通过合理设置导流片的位置，提高了第一冷却通道和第二冷却通道的内部空气流动，从而提高了冷却效果。

进一步地，每个所述第三气膜孔与每个所述降噪翅片在水平方向上位置一一对应，每个所述第四气膜孔与每两个降噪翅片之间的空隙处在水平方向上位置一一对应。将第三气膜孔与降噪翅片的位置关系进行了优化，同时将第四气膜孔与降噪翅片空隙的位置关系进行了优化，能够进一步提高了降噪翅片的降噪效果以及气膜孔冷却效果。

进一步地，每个所述降噪翅片上的所述流向涡环槽为3组，流向涡环槽内部涂覆有聚氨酯涂层，所述聚氨酯涂层的厚度为0.5-1.5mm，每个所述叶片上的降噪翅片为6-15组。通过对流向涡环槽进行涂覆聚氨酯涂层能够进一步地提高流向涡环槽的降噪性能，同时避免流向涡环槽内部发生锈蚀。

进一步地，所述降噪环为钛合金材料制成，降噪环与所述降噪翅片的连接方式为焊接，所述通孔为自前侧向后侧收敛设置，通孔前侧半径为后侧半径的2-3倍。通孔的结构为收敛设置使得气流的穿透得到了有效抑制，同时提升了气流的延伸能力，从而起到了良好的降噪和冷却效果。

进一步地，所述活动卡接块为前后两部分组成，分别为前卡接块和后卡接块，所述前卡接块与所述第二凹槽内壁固定连接，前卡接块和所述后卡接块滑动且转动连接，后卡接块的前端一部分延伸至前卡接块内部设有的容纳槽内，所述容纳槽内部的宽度大于后卡接块的宽度使后卡接块能够在容纳槽内转动，容纳槽开口处两侧为圆弧形设置且与后卡接块相抵接，容纳槽开口处两侧连线的中点为后卡接块转动的圆点，后卡接块顶部设有若干配接孔，位于所述配接孔前侧的后卡接块顶部中心处设有滑块，所述滑块与容纳槽顶部设有的磁滑条磁吸滑动连接，同时在所述磁滑条阻挡滑块的作用下使后卡接块的转动方向为叶片的承压面方向，配接孔为3排设置，每一排配接孔比位于其上一排的配接孔数量少一个，第二凹槽上方的叶片外壁设有用于与配接孔螺纹连接的螺栓。通过活动卡接块的设置可以根据不同类型的飞机需要，进行尾缘翅片组方向及长度的调节，从而选用合适大小及方向的尾缘翅片组。

更进一步地，所述后卡接块在所述容纳槽内转动的角度范围为1-5°，使尾缘翅片组的设置更加符合仿生学设置，提高降噪效果。

本发明还提供了上述航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件的制备方法，包括以下步骤：

S1、制造叶片：通过模具浇筑制备得到叶片，使各个冷却通道和气膜孔在叶片内部一体成型，并在叶片的第二凹槽内部卡接安装活动卡接块，在活动卡接块上自上而下等间距安装若干个降噪翅片，在降噪翅片的端部安装降噪环，在降噪环上环绕开设若干通孔；

S2、制造叶轮：通过机加工的方式制备叶轮，并在叶轮外表面预留出用于安装叶片的位置；

S3、叶片组件安装：将步骤S1中制造的叶片等间距安装在步骤S2中制造的叶轮外表面上；

S4、检查调整：检查每个叶片在叶轮上的安装角度，确保每个叶片的安装角度相同，对于安装角度存在误差的叶片进行更换。

本发明的有益效果是：

（1）本发明的涡轮叶片组件通过采用仿生学尾缘翅片组与叶片内部冷却通道位置结构对应的方式，优化调整了气膜孔的位置，使气膜孔与降噪翅片的位置关系更加符合降低飞行噪声的要求，提高了降噪效果，同时也使叶片前后具有更好的流通性能，保证了叶片的冷却效果，安全可靠，为飞机制造业提供了一种新的发动机叶片组件；

（2）本发明的涡轮叶片组件通过活动卡接块的设置可以根据不同类型的飞机需要，进行尾缘翅片组方向的调节，从而选用合适大小方向的尾缘翅片组，易于叶片的加工装配和维护，流向涡环槽的设置降低了叶片升力脉动和阻力脉动，实现了降噪效果的提升，又通过对叶片的承压面以及流向涡环槽内部涂覆涂层，进一步提高了叶片的抗振动性能以及降噪效果，尤其是作为航空发动机整流器叶片的结构使用时冷却降噪效果最优。

附图说明

图1是本发明的涡轮叶片组件正面整体结构示意图；

图2是本发明的涡轮叶片组件背面整体结构示意图；

图3是本发明的涡轮叶片组件的叶片正面结构示意图；

图4是本发明的涡轮叶片组件的叶片背面结构示意图；

图5是本发明的涡轮叶片组件的降噪翅片结构示意图；

图6是本发明的涡轮叶片组件的通孔结构示意图；

图7是本发明的涡轮叶片组件内部结构示意图；

图8是本发明实施例1中的涡轮叶片组件的尾缘翅片组内部结构示意图；

图9是本发明实施例6中的涡轮叶片组件的尾缘翅片组内部结构示意图；

图10是本发明的涡轮叶片组件的前卡接块内部结构示意图；

图11是本发明的涡轮叶片组件的制备方法流程图。

其中，1-叶轮，2-叶片，21-第一凹槽，22-第二凹槽，23-第一气膜孔，24-第二气膜孔，25-第三气膜孔，26-第四气膜孔，3-第一冷却通道，31-隔流肋，32-第二冷却通道，33-第一导流肋，34-第二导流肋，35-分流冷却腔，36-导流槽，37-导流片，4-尾缘翅片组，5-活动卡接块，51-前卡接块，52-后卡接块，53-容纳槽，54-配接孔，55-磁滑条，56-螺栓，57-滑块，6-降噪翅片，61-流向涡环槽，62-降噪环，63-通孔。

具体实施方式

实施例1

如图1所示，一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，包括叶轮1和环绕设置在叶轮1外壁上的45个叶片2，叶片2通过位于其底部的榫头与叶轮1外壁连接，叶片2的承压面涂覆有丁苯橡胶涂层；

如图3、7所示，叶片2前端设有第一凹槽21，叶片2后端设有第二凹槽22，第一凹槽21内壁自上而下设有8个第一气膜孔23，位于第一凹槽21两侧的叶片2两侧壁均自上而下设有8个第二气膜孔24，叶片2前侧内部设有第一冷却通道3，第一冷却通道3底部延伸至叶片2底部，第一冷却通道3顶部延伸至靠近叶片2顶部后弯折延伸至叶片2后侧，第一气膜孔23和第二气膜孔24均与第一冷却通道3连通；

如4、7所示，位于第一冷却通道3的后侧设有隔流肋31，隔流肋31后侧设有第二冷却通道32，第二冷却通道32底部延伸至叶片2底部，第二冷却通道32顶部延伸至靠近第一冷却通道3顶部，第二冷却通道32后侧设有第一导流肋33和第二导流肋34，第一导流肋33和第二导流肋34均自上而下设有7个导流槽36，第一导流肋33和第二导流肋34之间构成分流冷却腔35，分流冷却腔35对应的叶片2两侧外壁均自上而下设有6个第三气膜孔25，位于最上方的一个第三气膜孔25与第一冷却通道3连通，其余的第三气膜孔25均与分流冷却腔35连通，对应第二导流肋34后侧的叶片2两侧外壁均自上而下设有5个第四气膜孔26，第四气膜孔26与第二导流肋34的导流槽36一一连通，第一冷却通道3和第二冷却通道32内部均自上而下设有导流片37，第一冷却通道3内部的导流片37由对应第二气膜孔24所在位置的下端斜向上延伸至隔流肋31所在位置，第二冷却通道32内部的导流片37由对应第一导流肋33的导流槽36所在位置的下端斜向上延伸至隔流肋31所在位置；

如图2、4、5、6、8所示，第二凹槽22内部卡接设有尾缘翅片组4，尾缘翅片组4包括与第二凹槽22卡接的活动卡接块5，以及自上而下等间距设置在活动卡接块5上的6个降噪翅片6，降噪翅片6为椎体设置，降噪翅片6表面设有3组流向涡环槽61，降噪翅片6端部设有降噪环62，降噪环62上环绕开设有若干通孔63，每个第三气膜孔25与每个降噪翅片6在水平方向上位置一一对应，每个第四气膜孔26与每两个降噪翅片6之间的空隙处在水平方向上位置一一对应，流向涡环槽61内部涂覆有聚氨酯涂层，聚氨酯涂层的厚度为1mm，每个叶片2上的降噪翅片6为8组，降噪环62为钛合金材料制成，降噪环62与降噪翅片6的连接方式为焊接，通孔63为自前侧向后侧收敛设置，通孔63前侧半径为后侧半径的2.5倍；

如图7、8、10所示，活动卡接块5为前后两部分组成，分别为前卡接块51和后卡接块52，前卡接块51与第二凹槽22内壁固定连接，前卡接块51和后卡接块52滑动且转动连接，后卡接块52的前端一部分延伸至前卡接块51内部设有的容纳槽53内，容纳槽53内部的宽度大于后卡接块52的宽度使后卡接块52能够在容纳槽53内转动，容纳槽53开口处两侧为圆弧形设置且与后卡接块52相抵接，容纳槽53开口处两侧连线的中点为后卡接块52转动的圆点，后卡接块52顶部设有18个配接孔54，位于配接孔54前侧的后卡接块52顶部中心处设有滑块57，滑块57与容纳槽53顶部设有的磁滑条55磁吸滑动连接，同时在磁滑条55阻挡滑块57的作用下使后卡接块52的转动方向为叶片2的承压面方向，配接孔54为3排设置，每一排配接孔54比位于其上一排的配接孔54数量少一个，第二凹槽22上方的叶片2外壁设有用于与配接孔54螺纹连接的螺栓56，后卡接块52在容纳槽53内转动的角度范围为0-5°。

在本实施例中，后卡接块52位于容纳槽53最内侧，且后卡接块52与前卡接块51平行，螺栓56与第一排第二个配接孔54螺纹连接。

实施例2

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：叶片2的个数为42。

实施例3

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：叶片2的个数为48。

实施例4

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：

流向涡环槽61内部涂覆有聚氨酯涂层，聚氨酯涂层的厚度为0.5mm，每个叶片2上的降噪翅片6为6组，降噪环62为钛合金材料制成，降噪环62与降噪翅片6的连接方式为焊接，通孔63为自前侧向后侧收敛设置，通孔63前侧半径为后侧半径的2倍。

实施例5

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：

流向涡环槽61内部涂覆有聚氨酯涂层，聚氨酯涂层的厚度为1.5mm，每个叶片2上的降噪翅片6为15组，降噪环62为钛合金材料制成，降噪环62与降噪翅片6的连接方式为焊接，通孔63为自前侧向后侧收敛设置，通孔63前侧半径为后侧半径的3倍。

实施例6

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：

如图9所示，在本实施例中，滑块57沿磁滑条55磁吸滑动，后卡接块52滑动出容纳槽53，后卡接块52在容纳槽53内转动的角度为向承压面转动5°，滑块57与磁滑条55分离，同时使螺栓56与第二排第3个配接孔54配接。

实施例7

本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：

在本实施例中，滑块57沿磁滑条55磁吸滑动，后卡接块52滑动出容纳槽53，后卡接块52在容纳槽53内转动的角度为向承压面转动1°，滑块57与磁滑条55分离，同时使螺栓56与第三排第4个配接孔54配接。

实施例8

本实施例记载的是实施例1的航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件的制造方法，如图11所示，包括以下步骤：

S1、制造叶片2：通过模具浇筑制备得到叶片2，使各个冷却通道和气膜孔在叶片2内部一体成型，并在叶片2的第二凹槽22内部卡接安装活动卡接块5，在活动卡接块5上自上而下等间距安装若干个降噪翅片6，在降噪翅片6的端部安装降噪环62，在降噪环62上环绕开设若干通孔63；

S2、制造叶轮1：通过机加工的方式制备叶轮1，并在叶轮1外表面预留出用于安装叶片2的位置；

S3、叶片组件安装：将步骤S1中制造的叶片2等间距安装在步骤S2中制造的叶轮1外表面上；

S4、检查调整：检查每个叶片2在叶轮1上的安装角度，确保每个叶片2的安装角度相同，对于安装角度存在误差的叶片2进行更换。

工作原理

下面对本发明的航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件的工作原理进行简要说明。

在使用时，以实施例6为例，可通过调节尾缘翅片组4的方向从而选用合适大小方向的尾缘翅片组4，将后卡接块52抽出一段距离，使其沿容纳槽53两侧的弧形边滑动，滑块57沿磁滑条55磁吸滑动，当滑动到指定位置时，向承压面一侧转动后卡接块52，使后卡接块52以容纳槽53开口处两侧连线的中点为圆心在容纳槽53内朝向承压面方向转动过5°，滑块57与磁滑条55分离，随后使用螺栓56与对应的配接孔54配接，从而使前卡接块51和后卡接块52均与叶片2固定，依次完成每一个叶片2的装配后即可完成整个涡轮叶片组件的装配；

实验例

下面对以实施例1、6、7中的涡轮叶片组件进行测试，将本发明实施例1、6、7中的涡轮叶片组件作为整流段进行射流风洞实验，测试涡轮叶片组件的降噪效果。

首先对不安装叶片的整流段装置进行噪声测量，使用低、中、高三种频率的风速进行模拟并测量噪声，模拟风洞的装置为离心式压缩机，声场测量装置为市售的预极化自由场传声器，最大声压级为168dB，同时将声场测量装置与数据采集系统连接，三种频率对应的的风速分别为20m/s、50m/s、80m/s，测得的噪声数据如表1所示；

随后使用现有的常规空心涡轮叶片进行噪声测量，作为对比例1，同样使用低、中、高三种频率的风速进行模拟并测量噪声，测得的噪声数据如表1所示；

再使用实施例1、6、7中的涡轮叶片组件分别进行噪声测量，同样使用低、中、高三种频率的风速进行模拟并测量噪声，测得的噪声数据如表1所示。

表1 不同风速条件下的噪声量

由表1中数据可以看出，与不安装叶片的整流段装置相比，常规空心涡轮叶片在3种不同风速条件下所造成的噪声值均有所增加，而与之相对的实施例1中在3种不同风速条件下所造成的噪声值均有所减弱，说明了本发明的涡轮叶片组件能够有效降低飞行时的噪音；

再通过对比实施例1、6、7可以看出，实施例6中的噪声值最小，在3种不同风速条件下分别下降了4dB、5dB和3dB，由此可得，适当延长尾缘翅片组4的长度能够显著提高降噪效果；

而实施例7中的涡轮叶片组件除在最高风速条件下的噪声值略有增加外，也能够起到一定的降噪效果，由此可得，当尾缘翅片组4的长度达到一定长度和角度后，进一步增加其长度和转动角度不能提高降噪效果，因此，选用实施例6中的涡轮叶片组件为最优，在合理范围内选用本发明给出的涡轮叶片组件参数均能够起到良好的降噪效果。

Claims (9)

1.一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，包括叶轮（1）和环绕设置在所述叶轮（1）外壁上的若干个叶片（2）；

所述叶片（2）前端设有第一凹槽（21），叶片（2）后端设有第二凹槽（22），所述第一凹槽（21）内壁自上而下设有若干第一气膜孔（23），位于第一凹槽（21）两侧的叶片（2）两侧壁均自上而下设有若干第二气膜孔（24），叶片（2）前侧内部设有第一冷却通道（3），所述第一冷却通道（3）底部延伸至叶片（2）底部，第一冷却通道（3）顶部延伸至靠近叶片（2）顶部后弯折延伸至叶片（2）后侧，所述第一气膜孔（23）和第二气膜孔（24）均与第一冷却通道（3）连通；

位于所述第一冷却通道（3）的后侧设有隔流肋（31），所述隔流肋（31）后侧设有第二冷却通道（32），所述第二冷却通道（32）底部延伸至叶片（2）底部，第二冷却通道（32）顶部延伸至靠近第一冷却通道（3）顶部，第二冷却通道（32）后侧设有第一导流肋（33）和第二导流肋（34），所述第一导流肋（33）和第二导流肋（34）均自上而下设有若干导流槽（36），第一导流肋（33）和第二导流肋（34）之间构成分流冷却腔（35），所述分流冷却腔（35）对应的叶片（2）两侧外壁均自上而下设有若干第三气膜孔（25），位于最上方的一个第三气膜孔（25）与所述第一冷却通道（3）连通，其余的第三气膜孔（25）均与分流冷却腔（35）连通，对应所述第二导流肋（34）后侧的叶片（2）两侧外壁均自上而下设有若干第四气膜孔（26），所述第四气膜孔（26）与第二导流肋（34）的导流槽（36）一一连通；

所述第二凹槽（22）内部卡接设有尾缘翅片组（4），所述尾缘翅片组（4）包括与第二凹槽（22）卡接的活动卡接块（5），以及自上而下等间距设置在所述活动卡接块（5）上的若干个降噪翅片（6），所述降噪翅片（6）为椎体设置，降噪翅片（6）表面设有若干流向涡环槽（61），降噪翅片（6）端部设有降噪环（62），所述降噪环（62）上环绕开设有若干通孔（63）；

每个所述第三气膜孔（25）与每个所述降噪翅片（6）在水平方向上位置一一对应，每个所述第四气膜孔（26）与每两个降噪翅片（6）之间的空隙处在水平方向上位置一一对应。

2.根据权利要求1所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，所述叶片（2）的个数为42-48。

3.根据权利要求1所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，所述叶片（2）通过位于其底部的榫头与所述叶轮（1）外壁连接，叶片（2）的承压面涂覆有丁苯橡胶涂层。

4.根据权利要求1所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，所述第一冷却通道（3）和第二冷却通道（32）内部均自上而下设有导流片（37），第一冷却通道（3）内部的导流片（37）由对应所述第二气膜孔（24）所在位置的下端斜向上延伸至所述隔流肋（31）所在位置，第二冷却通道（32）内部的导流片（37）由对应所述第一导流肋（33）的导流槽（36）所在位置的下端斜向上延伸至所述隔流肋（31）所在位置。

5.根据权利要求1所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，每个所述降噪翅片（6）上的所述流向涡环槽（61）为3组，流向涡环槽（61）内部涂覆有聚氨酯涂层，所述聚氨酯涂层的厚度为0.5-1.5mm，每个所述叶片（2）上的降噪翅片（6）为6-15组。

6.根据权利要求1所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，所述降噪环（62）为钛合金材料制成，降噪环（62）与所述降噪翅片（6）的连接方式为焊接，所述通孔（63）为自前侧向后侧收敛设置，通孔（63）前侧半径为后侧半径的2-3倍。

7.根据权利要求1所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，所述活动卡接块（5）为前后两部分组成，分别为前卡接块（51）和后卡接块（52），所述前卡接块（51）与所述第二凹槽（22）内壁固定连接，前卡接块（51）和所述后卡接块（52）滑动且转动连接，后卡接块（52）的前端一部分延伸至前卡接块（51）内部设有的容纳槽（53）内，所述容纳槽（53）内部的宽度大于后卡接块（52）的宽度使后卡接块（52）能够在容纳槽（53）内转动，容纳槽（53）开口处两侧为圆弧形设置且与后卡接块（52）相抵接，容纳槽（53）开口处两侧连线的中点为后卡接块（52）转动的圆点，后卡接块（52）顶部设有若干配接孔（54），位于所述配接孔（54）前侧的后卡接块（52）顶部中心处设有滑块（57），所述滑块（57）与容纳槽（53）顶部设有的磁滑条（55）磁吸滑动连接，同时在所述磁滑条（55）阻挡滑块（57）的作用下使后卡接块（52）的转动方向为叶片（2）的承压面方向，配接孔（54）为3排设置，每一排配接孔（54）比位于其上一排的配接孔（54）数量少一个，第二凹槽（22）上方的叶片（2）外壁设有用于与配接孔（54）螺纹连接的螺栓（56）。

8.根据权利要求7所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件，其特征在于，所述后卡接块（52）在所述容纳槽（53）内转动的角度范围为1-5°。

9.一种如权利要求1~8任意一项所述的一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、制造叶片（2）：通过模具浇筑制备得到叶片（2），使各个冷却通道和气膜孔在叶片（2）内部一体成型，并在叶片（2）的第二凹槽（22）内部卡接安装活动卡接块（5），在活动卡接块（5）上自上而下等间距安装若干个降噪翅片（6），在降噪翅片（6）的端部安装降噪环（62），在降噪环（62）上环绕开设若干通孔（63）；

S2、制造叶轮（1）：通过机加工的方式制备叶轮（1），并在叶轮（1）外表面预留出用于安装叶片（2）的位置；

S3、叶片组件安装：将步骤S1中制造的叶片（2）等间距安装在步骤S2中制造的叶轮（1）外表面上；

S4、检查调整：检查每个叶片（2）在叶轮（1）上的安装角度，确保每个叶片（2）的安装角度相同，对于安装角度存在误差的叶片（2）进行更换。

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