一种动力叶片的制作方法

技术领域：

本发明涉及一种动力叶片，该技术用于航空航天，或各种水力发电机涡轮，或各种火力发电机涡轮，或各种蒸汽发电机涡轮，或各种流体冲入叶片使之运动，并将动力作用于叶片所组成的涡轮或叶轮盘上，各种火箭发动机或机体，或各种飞机机翼或机体，或各种涡轮发动机，或喷气发动机，或涡轮喷气发动机，或各种风扇，或各种螺旋桨，或各种主动旋转吸入或排出流体的叶片所组成的涡轮或叶轮盘上。

背景技术：
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目前，航空航天或各种涡轮发动机，或喷气发动机，或涡轮喷气发动机的涡轮，或叶轮盘的叶片的压风面均采用单一平面或曲面，该种结构阻力大，抗破坏强度差，流体阻力能顺利的沿叶片向叶端传导阻力并形成放大作用，尤其在高速运动时所消耗或浪费的动力非常大，按照目前的动力学原理，已经无法适应超高速运动的需要，当高速运动的物体为单一结构时，其所受到的阻力波形成为一个结构最完美，强度最大的阻力体，因此所受到的阻力也最大，只有将阻力的传导结构打破才能有效的提高涡轮发动机，或喷气发动机，或涡轮喷气发动机的燃料利用率或提高推重比。

技术实现要素：
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本发明就是鉴于上述的问题而提出的，以提供一种新型的一种发动机叶片为目的，该种一种发动机叶片效率高，阻力小，燃料利用率高，推重比大，节能效果显著，对机械设备的破坏力大幅下降。

为了达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

一种动力叶片，航空发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮是由若干叶片组成的，流体冲击叶片，叶片带动发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮旋转做功，在每个叶片上有切入边，沿切入边延伸并朝向流体冲击的面形成为压力面，其特征在于：在发动机涡轮或风扇的叶片压力面上设置有至少一个凹槽。

一种动力叶片，航空发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮是由若干叶片组成的，流体冲击叶片，叶片带动发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮旋转做功，在每个叶片上有切入边，沿切入边延伸并朝向流体冲击的面形成为压力面，其特征在于：在发动机涡轮或风扇的叶片压力面上设置的凹槽向后延伸或收口状延伸分布在叶片的压力面上。

一种动力叶片，航空发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮是由若干叶片组成的，高能量流体冲击叶片，叶片带动发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮旋转做功，在每个叶片上有切入边，沿切入边延伸并朝向旋转方向的面形成压力面，切入边顶部朝向旋转方向后面侧延伸的面为后力面，压力面的背部，后力面的下部的面为背力面，其特征在于：在发动机涡轮或风扇的叶片压力面上设置的凹槽向后延伸或螺旋收口状延伸分布在叶片的压力面上。

优选地，所述叶片的外端设置有向前凸起的叶端脊状翼。

优选地，所述涡轮或叶轮盘叶片压力面上设置有凹槽，凹槽向压力面的后部方向上延伸或收口状延伸形成凹槽分布在压力面上，以增强流体对叶片的作用。

优选地，所述涡轮或叶轮盘叶片压力面上设置有凹槽，凹槽向压力面的后部方向上阶梯状延伸或阶梯收口状延伸形成凹槽分布在压力面上，以增强流体对叶片的作用。

有益效果：

通过在动力叶片或涡轮或叶轮盘的叶片上设置凹口或阶梯状的构造，凹槽向后延伸或收口状延伸分布在叶片的压力面或阶梯状延伸或阶梯收口状延伸形成凹槽分布在压力面上，增加了叶片的受力面积，滞留了流经叶片的流体的动能，使流体所携带的动能最大限度的作用于叶片，通过叶片作用于航空发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮并做功。

附图说明：

本发明的技术方案和优点将结合幅图进行说明，在该附图中：

图1是本发明的第一实施方式的一种发动机叶片的示意图。

图2是本发明的第二实施方式的一种发动机叶片片的示意图。

图3是本发明的第三实施方式的一种发动机叶片的示意图。

具体实施方式：

下面将结合附图详细地说明本发明的超机动飞行器的优选实施方式，在实施方式1-3中主要以阶梯状的切风边3，阶梯状凸起的设置内侧的内径压风面8，外侧形成凹陷的至少一级外径压风面9，切风边3凹口8后风面5或压风面4延伸形成为凹槽9，在风扇或涡轮或叶轮盘1的前锥体上设置有凹槽等方式为例进行说明。

实施方式1：

如图1所示，本发明的第一实施方式的一种动力叶片，航空发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮是由轴或内齿涡轮轴或轴环1上设置若干叶片2组成的，叶片2受流体冲击(箭头所指的方向)的叶面为压力面3，在压力面上向后延伸或收口状延伸形成有至少一个凹槽5。

通过如此的构成，在航空发动机燃烧室向后处于高压区的气流以极高速向后冲击涡轮的叶片2使叶片2受到冲击运动带动涡轮的轴或内齿涡轮轴或轴环1做旋转运动，由于在叶片2上设置了凹槽5使流体的动能更多的被叶片2吸收并做功，实际是通过增加叶片的阻力获取更多的动能。

实施方式2：

如图2所示，本发明的第二实施方式的一种动力叶片，航空发动机或燃气轮机或蒸汽轮机或水力发电轮机的涡轮是由轴或内齿涡轮轴或轴环1上设置若干叶片2组成的，叶片2受流体冲击(箭头所指的方向)的叶面为压力面3，在压力面上向后阶梯状延伸或收口状阶梯形延伸形成有至少一个阶梯凹槽7，在叶片2的外端设置有向前凸起的叶端脊状翼8。

通过如此的构成，在航空发动机燃烧室向后处于高压区的气流以极高速向后冲击涡轮的叶片2使叶片2受到冲击运动带动涡轮的轴或内齿涡轮轴或轴环1做旋转运动，由于在叶片2上设置了凹槽5使流体的动能更多的被叶片2吸收并做功，实际是通过增加叶片的阻力获取更多的动能。

以上虽然以受流体冲击的压力面3上设置凹槽5，凹槽6和阶梯状的凹槽7的方式进行了说明，在上述的结构中可以采用如所述实施方式的结构及其它多种形式的组合。

以上所述的优选实施方式是说明性的而不是限制性的，在不脱离本发明的主旨的基本特征的情况下，本发明还可以以其他方式进行实施和具体化，本发明的范围由权利要求进行限定，在权利要求限定范围内的所有变形都落入本发明的范围内。