CN210660725U - 一种整体叶片及航空发动机 - Google Patents
一种整体叶片及航空发动机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN210660725U CN210660725U CN201921361827.XU CN201921361827U CN210660725U CN 210660725 U CN210660725 U CN 210660725U CN 201921361827 U CN201921361827 U CN 201921361827U CN 210660725 U CN210660725 U CN 210660725U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- blade
- wheel disc
- blades
- integral
- streamline
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Abstract
一种整体叶片，包括轮盘和叶片，轮盘是轴套结构，在轮盘的外周均匀一体化制备风扇叶片15‑20片；在叶片的中段具有垂直截面为流线型的结构，流线型的最厚处厚度尺寸比最薄处的厚度尺寸为1.5‑3。在周均匀一体化制备风扇叶片。将发动机转子叶片和轮盘设计成一个整体，省去了传统连接中的榫头、榫槽，避免了分体结构榫齿根部缝隙中气体的气流损失，减少了结构重量及零件数量，使发动机转子结构大为简化。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种整体叶片及航空发动机。
背景技术
在增大推力和降低耗油率的需求驱使下，商用航空发动机的风扇直径有不断增大的趋势。设计经验表明，对于直径不超过1.6m的风扇，采用实心叶片时只需对轮盘进行适当加强即可满足设计要求(典型如CFM56-7采用24片实心风扇叶片)。但随着风扇直径的进一步加大，采用实心叶片会导致轮盘重量变得难以接受，虽然空心风扇叶片的研究取得进展，其中罗罗公司在该方面取得最为显著的成就，在其产品RB211-535E4、RB211-524G/H，以及波音777和A330飞机配装的特朗特(Trent)系列发动机上均采用了具有空心结构的风扇叶片。
直径不超过1.2m的涡扇航空发动机采用整体叶片有其自己的优势：如果采用分体式叶片，为了保证叶片安装在轮盘上的连接结构要求很高精度，需要有高精度的连接结构件，如凹槽、和匹配的凸块分别安装在叶片根和轮盘(轴套)上；采用焊接虽然质量轻，但如果采用有特定弧度以及变截面形状的叶片时，要求的焊接精度特别高，这是现有的安装模具难以达到的。而且焊接处易发生破坏的技术问题。
由于风扇的结构复杂，通道开敞性差，加工精度要求高，风扇的叶片型面为确定的空间自由曲面，导致对其制造技术要求极高，而且其工作条件多为高温、高压、高转速、气流交变等恶劣环境，故整体叶盘广泛采用钛合金、高温合金等高性能金属材料和钛基、钛铝化合物等先进复合材料，材料的可加工性差，也使整体叶盘的综合制造工艺技术成为世界性难题。相对而言，涡扇式航空发动机采用整体叶片还有具有相当的意义，本实用新型就是提出这种整体叶片的结构。
实用新型内容
本实用新型的目的是，提出一种保证叶片结构的极高精度，不需要采用焊接工艺，而且解决焊接处易发生破坏的技术问题。提出一种整体叶片及其安装此叶片的涡扇航空发动机，解决现有技术存在的叶片安装处的结构复杂以及叶片焊接处易发生破坏的技术问题。
为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：一种整体叶片，包括轮盘和叶片，轮盘是轴套结构，在轮盘的外周均匀一体化制备风扇叶片15-20片，尤其是17片，在叶片的中段具有垂直截面为流线型的结构，流线型的最厚处厚度尺寸比最薄处的厚度尺寸为1.5-3；即不超过三倍。加工完成的整体叶片的直径一般不超过1.2m。所有的风扇叶片的形状均相同，而且精度和尺寸完全相同，保证风扇转动平衡。
航空发动机，尤其是涡扇式(涡轮风扇)的航空发动机，包括本实用新型的风扇盘以及整体叶片即风扇叶片，所述风扇叶片在轮盘圆周均匀分布15-20片，任一所述的叶片与轮盘一体成型。且轮盘轴套上设有延长的连接套5。
有益效果，本实用新型结构相对而言，涡扇式航空发动机采用整体叶片还有具有相当的意义，本实用新型就是提出这种整体叶片的结构。整体叶盘是为了满足高性能航空发动机而设计的新型整体结构件，结构如图1所示，其将发动机转子叶片和轮盘设计成一个整体，省去了传统连接中的榫头、榫槽，避免了分体结构榫齿根部缝隙中气体的气流损失，减少了结构重量及零件数量，使发动机转子结构大为简化，因其对提高发动机的推重比和可靠性起着至关重要的作用，未来将在各国航空发动机上得到广泛应用。与整体叶盘诸多优点相对应，其制造工艺技术面临着非常严峻的挑战。叶片也不需要加强筋。
附图说明
图1为本实用新型结构示意图，
图2为单片叶片的结构示意图。
具体实施方式
整体叶片，包括轮盘和叶片1，轮盘上设有轴套的连接套5结构，在轮盘的外周均匀一体化制备风扇叶片15-20片，尤其是17片，在叶片的中段2具有垂直截面为流线型的结构，流线型的叶片最厚处厚度尺寸比最薄处(叶片尖端)3的厚度尺寸为2-4倍；即不超过4倍。加工完成的整体叶片的直径一般不超过1.2m。所有的风扇叶片的形状均相同，而且精度和尺寸完全相同，保证风扇转动平衡。叶片的根部4直接连接到轴套的连接套5。
整体叶盘工艺路线工序：A10毛坯检验，采用锻件，尺寸要大于整体叶盘的坯料；A20粗车外形；A30去应力热处理；A40粗车小端端面、内孔；A50粗车大端端面、外圆及内孔；A60钻、镗定位孔；A70粗铣叶型及流道；A80半精车大端端面、内孔；A90半精车小端端面、内孔；A100扩、镗定位孔；A110半精铣叶型及流道；A120精车大端端面、外圆及内孔；A130精车小端端面、内孔；A140扩、镗定位孔；A150精铣叶型及流道；A160抽检叶型及流道；A170抛光；A180检测叶型及流道；A190钻端面孔、铣排油槽；A200静平衡；A210最终检验。
整体叶盘叶型开槽(铣削叶片之间的槽形成叶片)加工的基本特点是加工的材料为难切削材料，叶盘毛坯的绝大多数材料需在开槽阶段去除，切削量大。确定的空间自由曲面是根据插铣加工的编程；插铣加工时刀具沿机床主轴方向作进给运动，利用刀具底部的切削刃进行钻、铣组合切削，插铣切削力小，减小了刀具和工件的变形，从而有效避免了机床-刀具系统的振动，使切削过程平稳。采用侧铣与插铣复合高效铣加工可大幅度提高刀具耐用度、减少开槽时间、降低加工成本。
最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本实用新型的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。
Claims (3)
1.一种整体叶片，其特征是，包括轮盘和叶片，轮盘是轴套结构，在轮盘的外周均匀一体化制备风扇叶片15-20片；在叶片的中段具有垂直截面为流线型的结构，流线型的最厚处厚度尺寸比最薄处的厚度尺寸为1.5-3。
2.根据权利要求1所述的整体叶片，其特征是，轮盘轴套上设有连接套。
3.根据权利要求1或2所述的整体叶片制备的航空发动机，其特征是，航空发动机的叶片为所述整体叶片，风扇叶片在轮盘圆周均匀分布15-20片；任一所述的叶片与轮盘一体成型。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201921361827.XU CN210660725U (zh) | 2019-08-21 | 2019-08-21 | 一种整体叶片及航空发动机 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201921361827.XU CN210660725U (zh) | 2019-08-21 | 2019-08-21 | 一种整体叶片及航空发动机 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN210660725U true CN210660725U (zh) | 2020-06-02 |
Family
ID=70841153
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201921361827.XU Active CN210660725U (zh) | 2019-08-21 | 2019-08-21 | 一种整体叶片及航空发动机 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN210660725U (zh) |
-
2019
- 2019-08-21 CN CN201921361827.XU patent/CN210660725U/zh active Active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1792680B1 (en) | Method for machining components of turbine engines | |
| EP2070619B1 (en) | Method of machining a turbine disk | |
| EP3067518B1 (en) | Vane or blade for a gas turbine engine, gas turbine engine and method of manufacturing a guide vane for a gas turbine engine | |
| RU2733502C2 (ru) | Способ изготовления компонента ротационной машины и компонент, изготовленный с использованием упомянутого способа | |
| CA2803367C (en) | Gas turbine engine rotor balancing | |
| EP2564962B1 (en) | Airfoil machining method | |
| US20090304473A1 (en) | Method for the milling of blisks | |
| EP3015218B1 (en) | Airfoil material removal | |
| JP2002161702A (ja) | ロータ組立体の円周方向リム応力を減少させる方法及び装置 | |
| CN110465687B (zh) | 一种航空发动机整体叶片加工方法 | |
| JP2012026448A (ja) | 接合縁部を備えた構成要素 | |
| CN109128718B (zh) | 一种机械式蒸汽压缩机组合扩压器的制造方法 | |
| EP3199764B1 (en) | Fir tree coupling for turbine blade and corresponding manufacturing method | |
| US10589339B2 (en) | Method for manufacturing blisk, and blisk intermediate product | |
| WO2020227501A1 (en) | Multi-cover gas turbine engine component | |
| CN210660725U (zh) | 一种整体叶片及航空发动机 | |
| JP2000326133A (ja) | 翼溝加工カッター | |
| US10392966B2 (en) | Retaining ring end gap features | |
| WO2014006467A2 (en) | Tip fabrication for rotor blade or stator vane airfoil | |
| JP2001300812A (ja) | インペラの加工方法 | |
| GB2428396A (en) | A method of manufacturing an article with a reference datum feature | |
| CN112974934A (zh) | 用于制造薄壁部件的方法 | |
| CN117124029B (zh) | 一种多级整体叶盘整体制造工艺方法 | |
| KR102147919B1 (ko) | 밀링 커터 및 사용 방법 | |
| CN108466090A (zh) | 一种整体叶盘盘铣加工法兰盘刀具装夹结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |