涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110030037A(43)申请公布日2019.07.19(21)申请号201810024567.0(22)申请日2018.01.11(71)申请人中国航发商用航空发动机有限责任公司地址200241上海市闵行区莲花南路3998号(72)发明人齐晓东李杰陈亚龙(74)专利代理机构中国国际贸易促进委员会专利商标事务所11038代理人许柱山(51)Int.Cl.F01D9/04(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图5页(54)发明名称涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机(57)摘要本发明涉及一种涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机。其中，涡轮导向叶片包括叶身以及分别设置在叶身顶部和底部的上缘板和下缘板，上缘板具有用于与涡轮机匣连接的类C形凹槽结构，下缘板具有用于与涡轮内环连接的类C形凹槽结构。本发明涡轮导向叶片通过在上缘板和下缘板上均设计类C形凹槽结构，使得便于将涡轮导向叶片安装在涡轮机匣和涡轮内环之间，而且其尤其适用于由陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片，避免陶瓷基复合材料制成的涡轮导向叶片产生额外的附加应力。CN110030037ACN110030037A权利要求书1/1页1.一种涡轮导向叶片(1)，其特征在于，包括叶身(11)以及分别设置在所述叶身(11)顶部和底部的上缘板(13)和下缘板(12)，所述上缘板(13)具有用于与涡轮机匣(3)连接的类C形凹槽结构，所述下缘板(12)具有用于与涡轮内环(2)连接的类C形凹槽结构。2.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片(1)，其特征在于，所述叶身(11)、所述上缘板(13)以及所述下缘板(12)均由陶瓷基复合材料制成。3.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片(1)，其特征在于，所述涡轮导向叶片(1)外表面涂覆有环境障碍涂层。4.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片(1)，其特征在于，所述上缘板(13)的所述类C形凹槽结构内涂覆有耐磨涂层。5.一种涡轮导向叶片组件，其特征在于，包括所述涡轮内环(2)、和多个权利要求1～4任一项所述的涡轮导向叶片(1)。6.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，所述涡轮内环(2)由金属材料制成。7.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，还包括多个呈分体结构的支撑件(5)，所述上缘板(13)通过所述支撑件(5)与所述涡轮机匣(3)连接，所述支撑件(5)顶部设有用于与所述涡轮机匣(3)径向连接的挂钩，底部设有用于嵌入连接在所述上缘板(13)的所述类C形凹槽结构内的类T形凹槽结构。8.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，还包括密封片，所述支撑件(5)之间通过所述密封片连接所述类T形凹槽结构固定在一起。9.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，还包括定位外环(4)，所述支撑件(5)的两个所述挂钩的弯折方向一致，所述定位外环(4)用于对所述支撑件(5)进行轴向定位。10.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，所述支撑件(5)由金属材料制成，所述支撑件(5)的材料膨胀系数介于所述涡轮机匣(3)的材料膨胀系数和所述涡轮导向叶片(1)的材料膨胀系数之间。11.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，相邻的所述涡轮导向叶片(1)之间具有预设周向间隙。12.根据权利要求7所述的涡轮导向叶片组件，其特征在于，所述类T形凹槽结构的底部与所述上缘板(13)的所述类C形凹槽结构之间具有预设径向间隙。13.一种核心机，其特征在于，包括权利要求5～12任一项所述的涡轮导向叶片组件。2CN110030037A说明书1/4页涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机技术领域[0001]本发明涉及涡轮导向叶片组件技术领域，尤其涉及一种涡轮导向叶片、涡轮导向叶片组件以及核心机。背景技术[0002]航空发动机对加工材料的要求较高，对于未来民用航空发动机，涡轮前温度越来越高，寿命要求也越来越长，如现代研制的商用航空发动机，热端部件设计寿命不小于10000飞行循环(20000小时)，高温起飞涡轮前燃气温度已达1978K。目前，针对高温涡轮静子件，在采用传统冷却技术和热障涂层技术条件下，传统高温合金材料的使用温度和服役性能已接近极限，难以满足下一代先进航空发动机的设计要求。而采用陶瓷基复合材料替代传统高温合金材料是提高航空发动机热端部件耐温能力和效率的最佳途径。[0003]与传统的高温合金相比，陶瓷基复合材料(CeramicMatrixComposites,CMC)具有如下优势：(1)耐高温，减少冷气量，耐高温材料可以减少涡轮部件的冷气量，从而提高涡轮部件效率；(2)耐腐蚀，高温环境下SiC、Si3N4等陶瓷能在表面形成氧化硅保护层，能满足1600℃以