一种航空发动机涡轮导向叶片.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115749971A(43)申请公布日2023.03.07(21)申请号202211420416.X(22)申请日2022.11.15(71)申请人中国航发沈阳发动机研究所地址110015辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号(72)发明人宋伟(74)专利代理机构北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙)11526专利代理师郭鹏鹏(51)Int.Cl.F01D9/02(2006.01)F01D25/12(2006.01)F01D25/00(2006.01)权利要求书2页说明书6页附图3页(54)发明名称一种航空发动机涡轮导向叶片(57)摘要本申请属于航空发动机涡轮导向叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向叶片，包括：叶身，以陶瓷基复合材料制造，为空腔结构，其侧壁开设有多个气膜孔；导流管，以金属材料制造，其侧壁上具有多个冲击孔，在空腔内设置，与叶身侧壁之间形成冲击腔。CN115749971ACN115749971A权利要求书1/2页1.一种航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，包括：叶身(1)，以陶瓷基复合材料制造，为空腔结构，其侧壁开设有多个气膜孔；导流管(2)，以金属材料制造，其侧壁上具有多个冲击孔，在所述空腔内设置，与所述叶身(1)侧壁之间形成冲击腔。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，所述空腔中具有分割肋，将所述空腔分割为前缘腔、后缘腔；其中，所述前缘空腔靠近所述叶身(1)前缘，在所述叶身(1)的根部形成开口；所述后缘空腔靠近所述叶身(1)后缘，在所述叶身(1)的尖部形成开口；导流管(2)包括：前导流管，一端伸入到所述前缘腔中，另一端外壁具有前导流管连接边；后导流管，一端伸入到所述后缘腔中，另一端外壁具有后导流管连接边；所述航空发动机涡轮导向叶片还包括：第一螺栓紧固件(3)，将所述前导流管连接边连接在叶身(1)的根部；第二螺栓紧固件(4)，将所述后导流管连接边连接在叶身(1)的尖部。3.根据权要求2所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，所述前导流管伸入到所述前缘腔中的一端封堵；所述后导流管伸入到所述后缘腔中的一端封堵。4.根据权要求2所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，所述叶身(1)上所述第一螺栓紧固件(3)、第二螺栓紧固件(4)所在区域局部增厚。5.根据权要求2所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，所述第一螺栓紧固件(3)在所述叶身(1)轴向上位于所述后缘腔所在区域；所述第二螺栓紧固件(4)在所述叶身(1)轴向上位于所述前缘腔所在区域。6.根据权要求5所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，所述第一螺栓紧固件(3)的头部位于所述后缘腔内；所述第一螺栓紧固件(3)的头部位于所述前缘腔内。7.根据权要求6所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，h0≥5·Δ；h1＝3·h0；h2＝3·h0；h3＝Δ；h4＝5·h0；h5＝4·h0；其中，Δ为所述叶身(1)、导流管(2)在工作温度下，沿所述叶身(1)轴向最大变形量；h0为所述第一螺栓紧固件(3)距离所述后导流管的距离，同时为所述第二螺栓紧固件(4)距离所述前导流管的距离；h1为第一螺栓紧固件(3)头部的高度，同时为第二螺栓紧固件(4)头部的高度；h2为所述叶身(1)上所述第一螺栓紧固件(3)所在局部区域的厚度，同时为所述叶身(1)上所述第二螺栓紧固件(4)所在局部区域的厚度；2CN115749971A权利要求书2/2页h3为所述前导流管连接边的厚度，同时为所述后导流管连接边的厚度；h4为所述第一螺栓紧固件(3)螺母的厚度，同时为所述第二螺栓紧固件(4)螺母的厚度；h5为所述第一螺栓紧固件(3)螺杆高出螺母的高度，同时为所述第二螺栓紧固件(4)螺杆高出螺母的高度。8.根据权要求6所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，还包括：上缘板(5)，连接在所述叶身(1)的尖部，其内具有上缘板冷却腔，内侧壁具有上缘板气膜孔，外壁具有上缘板冲击孔；所述上缘板冷却腔环绕所述叶身(1)的尖部；下缘板(6)，连接在所述叶身(1)的根部，其内具有下缘板冷却腔，内侧壁具有下缘板气膜孔，外壁具有下缘板冲击孔；所述下缘板冷却腔环绕所述叶身(1)的根部。9.根据权利要求8所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，所述上缘板(5)以陶瓷基复合材料制造，其内侧壁成型在所述叶身(1)的尖部，与其外侧壁间粘接连接，其间形成所述上缘板冷却腔；所述下缘板(6)以陶瓷基复合材料制造，其内侧壁成型在所述叶身(1)的根部，与其外侧壁间粘接连接，其间形成所述下缘板冷却腔。10.根据权利要求9所述的航空发动机涡轮导向叶片，其特征在于，所述叶身(1)侧壁上气膜孔在前缘部位、后缘部位分布。3CN115749971A说明书1/6页