CN210265277U - 一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其能解决现有可调静子叶片长期受高压气流冲刷导致的叶型表面磨损、使用寿命低的问题。其包括叶根、叶型和叶顶，叶根设置于叶型的大头端，叶顶设置于叶型的小头端，叶型为整体弯扭型，叶型包括金属基体，金属基体的表面经过激光合金化处理后具有一层厚度均匀致密的合金熔凝层，合金熔凝层厚度为0.2mm～0.5mm、密度为8～8.5g/cm3。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空发动机叶片领域，具体为一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片。
背景技术
航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。现代战争以及民航运输的需要，对航空器动力装置的推重比等性能提出了更高的要求。对航空发动机压缩系统而言，用更少的级数、更高的负荷及效率、更轻的重量及结构紧凑的风扇压气机实现设计是各发动机公司持续追求的目标。
燃气涡轮航空发动机一代又一代发展的道路是，提高风扇(大涵道比发动机的风扇除外)和高压压气机的总压比及涡轮前温度，更高的热力循环参数表征了航空发动机更高的性能。压气机是提高流经航空发动机空气流压力的装置，在燃气涡轮航空发动机的研制中，压气机，尤其是高压压气机，是决定发动机研制成败的关键因素之一，是航空发动机研制的技术瓶颈。高压压气机的研制技术水平高低极大地影响着燃气涡轮发动机产品性能的优劣，是公认的航空发动机性能设计最难之处。由于高压压气机设计的重要性，西方航空发达国家无不注重压气机技术的发展，加速竞争的态势促进了技术创新的步伐，并推动了航空发动机技术的进步。压气机发展的主要特点是不断提高推重比、提高性能、安全可靠性、耐久性、耐用性以及经济性。
压气机在运行过程中会出现喘振现象，其是指气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象；一旦压气机进入喘振状态会导致压气机的强烈机械振动和热端超温，在极短的时间内造成燃机部件的严重损坏。为此，目前多是通过VSV系统(可调静子叶片系统)来改变压气机导流叶片和前几级静子叶片的角度来提高压气机的性能和喘振裕度，从而能有效防止发动机进喘并能提高发动机整机性能和稳定性。但也由此也加剧了高压气流对可调静子叶片叶型部分的磨损，导致叶片的疲劳强度降低，严重时甚至会导致叶片叶型部分失效。
实用新型内容
针对上述问题，本实用新型提供了一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其能解决现有可调静子叶片长期受高压气流冲刷导致的叶型表面磨损、使用寿命低的问题。
其技术方案为，一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其包括叶根、叶型和叶顶，所述叶根设置于叶型的大头端，叶顶设置于叶型的小头端，所述叶型为整体弯扭型，其特征在于：所述叶型包括金属基体，所述金属基体的表面经过激光合金化处理后具有一层厚度均匀致密的合金熔凝层，所述合金熔凝层厚度为0.2mm～0.5mm、密度为8～8.5g/cm3。
进一步的，所述叶根、叶顶均为轴颈结构，分别为大端轴颈和小端轴颈，所述大端轴颈、小端轴颈沿叶型轴向同心设置。
进一步的，所述大端轴颈的长度l1＝30mm～60mm，直径
进一步的，所述小端轴颈的长度l2＝6mm～9mm，直径
进一步的，所述大端轴颈与叶型的大头端之间通过大端缘板一体连接，所述小端轴颈与叶型的小头端之间通过小端缘板一体连接，所述大端缘板的直径
所述小端缘板的直径
进一步的，所述大端缘板与叶型的大头端的接合面、小端缘板与叶型的小头端的接合面分别为与叶型的大头端面、小头端面匹配的斜面。
进一步的，所述大端轴颈远离大端缘板的一侧端部设有同心的定位螺柱。
进一步的，所述大端轴颈远离大端缘板的一侧端部的外周具有扁势。
本实用新型的有益效果在于：
(1)其叶型的金属基体表面通过激光合金化处理的方式形成一层均匀致密的合金熔凝层，由于合金熔凝层的强度、耐磨性远高于金属基体，故能有效改善整个叶型的硬度、耐磨损、耐高温抗氧化性能，并能改善叶片心部组织性能，减少叶片因叶型遭受到高压气流地长期冲刷磨损现时失效的情况，大大延长了可调静子叶片的使用寿命，并使得航空发动机压气机具有良好的安全性和经济性；
(2)其叶根和叶顶均采用了轴颈结构，即采用了双轴颈结构，不仅加工方便，而且便于角度调节，使得叶片调节气流的作用更好；
(3)其大端轴颈与叶型的大头端之间通过大端缘板一体连接，同时小端轴颈与叶型的小头端之间通过小端缘板一体连接，大端缘板、小端缘板的设置能够有效强化大端轴颈、小端轴颈与叶型的连接强度，从而提高整个可调节静子叶片的工作强度，进一步保证可调静子叶片的稳定运行、延长使用寿命；
(4)大端轴颈远离大端缘板的一侧端部沿轴向设有同心的定位螺柱以及其端部外周设有扁势，能够便于可调叶静子叶片的定位安装，尤其是外周上的扁势，能够起到有效的安装定位作用，使得可调静子叶片的安装更加可靠，更进一步保证可调静子叶片的稳定运行、延长使用寿命。
附图说明
图1为本实用新型一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片的第一视向示意图；
图2为本实用新型一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片的第二视向示意图；
图3为本实用新型一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片的截面示意图；
图4为图3中的I处放大示意图。
附图标记：1-大端轴颈，2-叶型，2a-金属基体，2b-合金熔凝层，3-小端轴颈，4-大端缘板，5-小端缘板，6-大端缘板与叶型的大头端的接合面，7-小端缘板与叶型的小头端的接合面8-螺柱，9-扁势。
具体实施方式
见图1，本实用新型一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其包括叶根、叶型和叶顶，叶根设置于叶型2的大头端，叶顶设置于叶型2的小头端，叶型2为整体弯扭型；叶型包括金属基体2a，金属基体2a的表面经过激光合金化处理后具有一层厚度均匀致密的合金熔凝层2b，合金熔凝层2b厚度为0.2mm～0.5mm、密度为8～8.5g/cm3。本实施例中，金属基体为0Cr17Ni4Cu4Nb，在对可调静子叶片的叶型2进行表面激光合金化处理过程中，利用高能激光束将基体金属2a的金属化表面熔化，同时加入Cr元素，以金属基体0Cr17Ni4Cu4Nb为溶剂和合金化元素Cr为溶质，通过充分的液态混合，使得在叶型表面形成一层厚度均匀致密的合金熔凝层2a。由于合金元素Cr的引入，使得合金熔凝层具有比金属基体0Cr17Ni4Cu4Nb更高的合金含量，从而能改善基材0Cr17Ni4Cu4Nb的硬度、耐磨损、耐高温抗氧化等特殊性能，改善叶片心部组织性能，因此表面有合金熔凝层2b的叶型2能有效缓解叶片磨损问题，提高叶片的疲劳强度，减少叶片因叶型2遭受湿蒸汽的磨损而失效的情况，延长使用寿命；该系列叶片的应用将提高航空发动机压气机的使用寿命，使航空发动机压气机具有良好的安全性和经济性。
叶根、叶顶均为轴颈结构，分别为大端轴颈1和小端轴颈3，大端轴颈1、小端轴颈3沿叶型2轴向同心设置。其中，大端轴颈1的长度l1＝30mm～60mm，直径
小端轴颈3的长度l2＝6mm～9mm，直径
其叶根和叶顶采用了同心的双轴颈结构，便于可调静子叶片角度的调节，从而便于调节气流。本实用新型的可调静子叶片中叶型2的长度通常在30mm～160mm内。
大端轴颈1与叶型2的大头端之间通过大端缘板4一体连接，小端轴颈3与叶型2的小头端之间通过小端缘板5一体连接，大端缘板4的直径
小端缘板5的直径
大端缘板4与叶型2的大头端的接合面6、小端缘板5与叶型2的小头端的接合面7分别为与叶型的大头端面、小头端面匹配的斜面；大端轴颈1远离大端缘板4的一侧端部设有同心的定位螺柱8；大端轴颈1远离大端缘板4的一侧端部的外周具有扁势9。
本实用新型航空发动机压气部分可调静子叶片，具有加工简便，易于装配，便于定位安装且效果好的优点。叶型表面激光合金化后，形成一层均匀的致密的合金熔凝层2，提高了叶片的强度和耐磨性，并改善了叶片心部组织性能，能有效缓解叶片磨损问题，提高叶片的疲劳强度，减少叶片因叶型遭受高压气流磨损而失效的情况，延长使用寿命。运用该系列叶片的航空发动机压气机，在长期使用过程中维修频率明显降低，大大减少了维修成本。
以上对本实用新型的具体实施进行了详细说明，但内容仅为本实用新型创造的较佳实施方案，不能被认为用于限定本实用新型创造的实施范围。凡依本实用新型创造申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本实用新型的专利涵盖范围之内。
Claims (8)
1.一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其包括叶根、叶型和叶顶，所述叶根设置于叶型的大头端，叶顶设置于叶型的小头端，所述叶型为整体弯扭型，其特征在于：所述叶型包括金属基体，所述金属基体的表面经过激光合金化处理后具有一层厚度均匀致密的合金熔凝层，所述合金熔凝层厚度为0.2mm～0.5mm、密度为8～8.5g/cm3。
2.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其特征在于：所述叶根、叶顶均为轴颈结构，分别为大端轴颈和小端轴颈，所述大端轴颈、小端轴颈沿叶型轴向同心设置。
3.根据权利要求2所述的一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其特征在于：所述大端轴颈的长度l1＝30mm～60mm，直径
4.根据权利要求2或3所述的一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其特征在于：所述小端轴颈的长度l2＝6mm～9mm，直径
5.根据权利要求4所述的一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其特征在于：所述大端轴颈与叶型的大头端之间通过大端缘板一体连接，所述小端轴颈与叶型的小头端之间通过小端缘板一体连接，所述大端缘板的直径
所述小端缘板的直径
6.根据权利要求5所述的一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其特征在于：所述大端缘板与叶型的大头端的接合面、小端缘板与叶型的小头端的接合面分别为与叶型的大头端面、小头端面匹配的斜面。
7.根据权利要求5或6所述的一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其特征在于：所述大端轴颈远离大端缘板的一侧端部设有同心的定位螺柱。
8.根据权利要求7所述的一种用于航空发动机压气部分的可调静子叶片，其特征在于：所述大端轴颈远离大端缘板的一侧端部的外周具有扁势。
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ID=70043170
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Country Status (1)
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112460075A (zh) * | 2020-11-02 | 2021-03-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种复合材料可调静子叶片 |
| CN112476272A (zh) * | 2020-11-17 | 2021-03-12 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构 |
| CN114321019A (zh) * | 2021-12-27 | 2022-04-12 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种压气机可调静子结构 |
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2019
- 2019-06-18 CN CN201920916784.0U patent/CN210265277U/zh active Active
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|---|---|---|---|---|
| CN112460075A (zh) * | 2020-11-02 | 2021-03-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种复合材料可调静子叶片 |
| CN112460075B (zh) * | 2020-11-02 | 2022-06-07 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种复合材料可调静子叶片 |
| CN112476272A (zh) * | 2020-11-17 | 2021-03-12 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构 |
| CN114321019A (zh) * | 2021-12-27 | 2022-04-12 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种压气机可调静子结构 |
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