一种涡轮叶片及航空发动机的制作方法

本发明涉及航空发动机，具体涉及一种涡轮叶片及航空发动机。

背景技术：

1、涡轮叶片与机匣之间存在一定的间隙，以保证涡轮叶片满足发动机性能需求。而发动机在小状态运行时，由于转子温度、转速较低，涡轮叶片伸长量也较小，这样会导致涡轮叶片与机匣之间的间隙较大，在旋涡叶片压力面和吸力面之间的压差作用下，间隙过大往往会造成燃气泄漏，从而降低发动机的工作效率，增加油耗。在现有技术中，通常是增加涡轮叶片的长度，以缩小涡轮叶片与机匣之间的间隙而解决燃气泄漏的问题，但是，由于涡轮叶片和机匣的膨胀响应不同，发动机在不同的工作状态下，涡轮叶片和机匣之间的间隙也随之改变，当发动机处于高速状态运行时，涡轮叶片伸长量变大，使得涡轮叶片与机匣的间隙缩小，导致涡轮叶片的叶尖直接与机匣直接摩擦，从而对涡轮叶片造成损坏，因此，亟需一种可以避免叶尖与机匣摩擦的旋涡叶片。

技术实现思路

1、因此，本发明要解决的技术问题在于现有技术中涡轮叶片的叶尖直接与机匣直接摩擦，对涡轮叶片造成损坏的缺陷，从而提供一种涡轮叶片及航空发动机。

2、为了解决上述问题，本发明提供了一种涡轮叶片，包括：

3、叶片本体，设置在机匣内，所述叶片本体的上端面开设有凹槽；

4、弹片，设置在所述凹槽内，所述弹片包括两个弹性薄金属片，两个所述弹性薄金属片的上部固定连接构成伸缩部，所述伸缩部适于沿所述凹槽的导向方向相对移动并与所述机匣抵触，两个所述弹性薄金属片的下部相互背离构成限位部，所述凹槽内具有与所述限位部配合的限位结构。

5、进一步的，所述限位结构为腔体，所述腔体设置在所述凹槽的下端，所述腔体与所述凹槽连通，所述限位部设置在所述腔体内，两个所述弹性薄金属片的下端分别与所述腔体的内壁抵触。

6、进一步的，两个所述弹性薄金属片的下端向所述腔体底部延伸的方向上，两个所述弹性薄金属片下端的间距逐渐增大。

7、进一步的，所述凹槽沿所述叶片本体的叶型中线设置。

8、进一步的，所述凹槽的深度为l，所述弹片的高度a+b+c大于所述凹槽的深度l，所述弹片a+b的高度小于所述凹槽的深度l。

9、进一步的，两个所述弹性薄金属片下端之间的间距w大于空腔宽度s。

10、进一步的，所述叶片本体固定设置在轮盘上。

11、进一步的，所述叶片本体的底部设置有底座，所述叶片本体通过所述底座设置在所述轮盘上。

12、进一步的，所述底座与所述轮盘榫接。

13、本发明还提供了一种航空发动机，包括：上述方案任一项中所述的涡轮叶片。

14、本发明具有以下优点：

15、1.本发明公开了一种涡轮叶片，包括：叶片本体和弹片，叶片本体设置在机匣内，所述叶片本体的上端面开设有凹槽；弹片设置在所述凹槽内，所述弹片包括两个弹性薄金属片，两个所述弹性薄金属片的上部固定连接构成伸缩部，所述伸缩部适于沿所述凹槽的导向方向相对移动并与所述机匣抵触，两个所述弹性薄金属片的下部相互背离构成限位部，两个所述弹性薄金属片的下端分别与所述凹槽的内壁抵触。

16、此结构的涡轮叶片，在叶片本体进行转动时，弹片的伸缩部在旋转离心力作用下从凹槽内伸出，伸缩部的上端并与机匣抵触，从而实现叶尖封严，充分利用燃气能量，进一步的，避免叶尖载荷过大对机匣内壁碰摩造成损伤。

17、2.此结构的涡轮叶片，限位部设置在腔体，两个弹性薄金属片的下端分别与腔体的内壁抵触，从而腔体可以对弹片起到限位的作用，防止弹片因旋转离心力甩出凹槽。

技术特征：

1.一种涡轮叶片，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于：

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片，其特征在于：

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于：

5.根据权利要求1至4任一项所述的涡轮叶片，其特征在于：

6.根据权利要求5所述的涡轮叶片，其特征在于：

7.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于：

8.根据权利要求7所述的涡轮叶片，其特征在于：

9.根据权利要求8所述的涡轮叶片，其特征在于：

10.一种航空发动机，其特征在于，包括：权利要求1至9任一项中所述的涡轮叶片。

技术总结
本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种涡轮叶片及航空发动机。一种涡轮叶片，包括：叶片本体，设置在机匣内，所述叶片本体的上端面开设有凹槽；弹片，设置在所述凹槽内，所述弹片包括两个弹性薄金属片，两个所述弹性薄金属片的上部固定连接构成伸缩部，所述伸缩部适于沿所述凹槽的导向方向相对移动并与所述机匣抵触，两个所述弹性薄金属片的下部相互背离构成限位部，所述凹槽内具有与所述限位部配合的限位结构。此结构的涡轮叶片，在叶片本体进行转动时，弹片的伸缩部在旋转离心力作用下从凹槽内伸出，伸缩部的上端并与机匣抵触，从而实现叶尖封严，充分利用燃气能量，进一步的，避免叶尖载荷过大对机匣内壁碰摩造成损伤。

技术研发人员：罗潇,汪文君,邱江,李坚,欧阳志高,徐友良
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13