[發明專利]渦輪導向葉片、渦輪導向葉片組件以及核心機

有效

• 申請號: 201810024567.0
• 申請日: 2018-01-11
• 公開（公告）號: CN110030037B
• 公開（公告）日: 2021-08-13
• 發明（設計）人: 齊曉東;李杰;陳亞龍
• 申請（專利權）人: 中國航發商用航空發動機有限責任公司
• 主分類號: F01D9/04
• 分類號: F01D9/04
• 代理公司: 中國貿促會專利商標事務所有限公司 11038
• 代理人: 許柱山

本發明涉及一種渦輪導向葉片、渦輪導向葉片組件以及核心機。其中，渦輪導向葉片包括葉身以及分別設置在葉身頂部和底部的上緣板和下緣板，上緣板具有用于與渦輪機匣連接的類C形凹槽結構，下緣板具有用于與渦輪內環連接的類C形凹槽結構。本發明渦輪導向葉片通過在上緣板和下緣板上均設計類C形凹槽結構，使得便于將渦輪導向葉片安裝在渦輪機匣和渦輪內環之間，而且其尤其適用于由陶瓷基復合材料制成的渦輪導向葉片，避免陶瓷基復合材料制成的渦輪導向葉片產生額外的附加應力。

技術領域

本發明涉及渦輪導向葉片組件技術領域，尤其涉及一種渦輪導向葉片、渦輪導向葉片組件以及核心機。

背景技術

航空發動機對加工材料的要求較高，對于未來民用航空發動機，渦輪前溫度越來越高，壽命要求也越來越長，如現代研制的商用航空發動機，熱端部件設計壽命不小于10000飛行循環(20000小時)，高溫起飛渦輪前燃氣溫度已達1978K。目前，針對高溫渦輪靜子件，在采用傳統冷卻技術和熱障涂層技術條件下，傳統高溫合金材料的使用溫度和服役性能已接近極限，難以滿足下一代先進航空發動機的設計要求。而采用陶瓷基復合材料替代傳統高溫合金材料是提高航空發動機熱端部件耐溫能力和效率的最佳途徑。

與傳統的高溫合金相比，陶瓷基復合材料(Ceramic Matrix Composites,CMC)具有如下優勢：(1)耐高溫，減少冷氣量，耐高溫材料可以減少渦輪部件的冷氣量，從而提高渦輪部件效率；(2)耐腐蝕，高溫環境下SiC、Si3N4等陶瓷能在表面形成氧化硅保護層，能滿足1600℃以下高溫抗氧化要求；(3)密度低，陶瓷基復合材料的密度僅為高溫合金的1/3～1/4，這樣可以減輕發動機的重量，進一步提高發動機的效率。

基于這些優勢，民用航空發動機對減重以及后續對渦輪前進口溫度提升的需求，在渦輪靜子件如渦輪導向葉片上采用陶瓷基復合材料成為未來航空發動機的必然選擇。

然而，陶瓷基復合材料的力學特性在渦輪導向葉片設計中必須予以考慮，如跟鎳基金屬材料相比，其失效應變或者延伸率較低，就是說有一定脆性，室溫下其失效應變在0.5％～0.6％左右，而金屬材料的失效應變在1％以上。室溫下陶瓷基復合材料的延伸率在0.4％～0.7％，而金屬材料的延伸率至少5％，一般在5％～15％之間。因此，如果采用同樣的葉片結構的陶瓷基復合材料渦輪導向葉片，如各級導向葉片采用周向壓緊，軸向C型環固定的方式進行安裝，將因為較大的壓縮載荷及氣動壓力發生失效；同時，跟鎳基金屬材料相比，陶瓷基復合材料的熱膨脹系數小，一般在4×10^-6/K～5×10^-6/K之間，而鎳基金屬材料在10×10^-6/K～20×10^-6/K之間，這些金屬材料一般用在渦輪導向葉片的支撐或者機匣結構上。因此如果陶瓷基復合材料跟金屬材料的導向葉片結構一樣，將產生熱變形不一致，使得陶瓷基復合材料導向葉片產生額外的附加應力。

另外，現有的渦輪導向葉片安裝結構復雜，不利于的安裝。金屬材料的渦輪導向葉片一般通過焊接形式將與轉子蓖齒對磨的金屬材料制備的蜂窩結構焊接到導向葉片內環上，而采用了陶瓷基復合材料后，將無法通過焊接形式將金屬蜂窩與陶瓷基復合材料制備的導向葉片連接起來。

發明內容

為克服以上技術缺陷，本發明解決的技術問題是提供一種渦輪導向葉片、渦輪導向葉片組件以及核心機，能夠便于渦輪導向葉片的安裝。

為解決上述技術問題，本發明提供了一種渦輪導向葉片，其包括葉身以及分別設置在葉身頂部和底部的上緣板和下緣板，上緣板具有用于與渦輪機匣連接的類C形凹槽結構，下緣板具有用于與渦輪內環連接的類C形凹槽結構。

進一步地，葉身、上緣板以及下緣板均由陶瓷基復合材料制成。

進一步地，渦輪導向葉片外表面涂覆有環境障礙涂層。

進一步地，上緣板的類C形凹槽結構內涂覆有耐磨涂層。