一种组合式异种材料涡轮静子叶片组件的制作方法

本发明属于航空发动机，具体涉及一种组合式异种材料涡轮静子叶片组件。

背景技术：

1、涡轮导向叶片将流通过去的高温燃气部分热能转换为动能，并使气流方向改变从而满足工作叶片进口要求，是决定涡轮效率的关键构件，是航空发动机涡轮部件的重要零件。随着航空发动机的发展，发动机推重比指标和涡轮进口温度不断提高。更加严酷的高温和发动机高推重比要求带来了涡轮部件寿命下降、发动机超重等问题，高压涡轮导向叶片前缘直接受到高温燃气冲刷，叶片前缘位置超温问题严重。陶瓷基复合材料具有密度低、耐温性能突出等特点，将其作为涡轮导向叶片的材料，能够较好解决发动机涡轮导叶前缘超温、重量过大等问题。但是受限于陶瓷基复合材料的成型和制备工艺能力，难以实现带上下缘板大折转以及复杂内腔等结构的陶瓷基高压涡轮导向叶片的制造；同时叶片中后部为高流速区域，叶型表面质量对气动效率影响很大，且叶身尾缘厚度越大，叶片的尾迹损失也越大，对涡轮效率具有决定性的影响，通常叶身尾缘最大厚度要求≯1.2mm，而陶瓷基复合材料受材料特点及工艺水平所限，难以满足叶片中后部型面质量和尾缘厚度要求。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提出一种组合式异种材料涡轮静子叶片组件，采用陶瓷基叶片承受高温燃气冲刷的一端，而结构复杂且加工难度大的耐高流速导流区域采用金属叶片。本发明兼具陶瓷基复合材料叶片优越的耐温性能和高温合金叶片可靠的力学性能和优良的气动性能，提高了高压涡轮导向叶片前缘承温能力，解决了新一代先进发动机涡轮导叶前缘超温的问题，实现了涡轮叶片轻量化，延长了叶片工作寿命，总体上上提升了航空发动机的整机性能。

2、为了实现上述技术目的，本发明所采用的具体技术方案为：

3、一种组合式异种材料涡轮静子叶片组件,包括：

4、陶瓷基叶片，包括陶瓷基叶身；所述陶瓷基叶身为陶瓷基的空心气冷结构，设置在所述涡轮静子叶片承受高温燃气冲刷的一端，迎风面朝向所述高温燃气的来气方向；

5、金属叶片，包括金属基的金属叶身；所述金属叶身为空心的双层壁气冷结构，两层叶身壁组成中空且厚度渐变的叶身结构；所述金属叶身的大厚度前端与所述陶瓷基叶身的背风面拼接设置，所述金属叶身的小厚度收敛尾端为所述涡轮静子叶片的耐高流速导流区域；

6、金属上缘板；多个所述金属上缘板依次拼接后组成一外环结构；

7、金属下缘板；多个所述金属下缘板依次拼接后组成一内环结构；

8、其中：所述陶瓷基叶片与所述金属叶片组合为一个所述涡轮静子叶片；所述外环结构与所述内环结构同轴设置；所述外环结构与内环结构之间的空腔形成导流腔的一部分；多个所述涡轮静子叶片以所述导流腔的中轴中心对称且均匀排布在所述导流腔中。

9、进一步的，所述组合式异种材料涡轮静子叶片组件还包括上缘板以及上挂钉；所述上缘板拼接在所述金属上缘板上所述高温燃气的来气方向的一端；多个所述上缘板依次拼接后组成一前端环；所述前端环与所述导流腔同轴设置；所述前端环的内环面与所述金属下缘板之间形成所述导流腔的另一部分；

10、所述陶瓷基叶片在不与所述高温燃气以及所述金属叶身接触的顶面上设置有与所述陶瓷基叶身相互固定的上安装边；所述陶瓷基叶片基于所述上安装边拼接在相邻的两个所述上缘板之间；

11、所述上挂顶用于在所述前端环的外环面处固定相邻的两个所述上缘板。

12、进一步的，所述陶瓷基叶片在不与所述高温燃气以及所述金属叶身接触的底面上设置有与所述陶瓷基叶身相互固定下端定位凸台；

13、所述金属下缘板在所述高温燃气的来气方向的一端设置有凹槽

14、所述陶瓷基叶片基于所述定位凸台拼接在所述凹槽中。

15、进一步的，所述陶瓷基叶身内设置有冷气腔；所述陶瓷基叶身的陶瓷基壳体的壁厚均匀，由陶瓷基复合材料编织成型，主体上设置有气导通所述冷气腔气导通与所述导流腔的多个陶瓷基叶身气膜孔，在所述上安装边处设置有进气通道。

16、进一步的，所述陶瓷基壳体的壁厚为2～3mm；所述陶瓷基叶身气膜孔的孔径小于0.6mm。

17、进一步的，所述金属叶片由高温单晶合金整铸成型；所述金属叶身内设置有集气腔，双层壁之间的夹层处设置有多个冲击腔；

18、所述冲击腔基于叶身冲击孔与所述集气腔实现气导通；

19、所述金属叶身与所述高温燃气接触的叶盆及叶背处设置多个金属叶身气膜孔；所述金属叶身气膜孔气导通所述冲击腔与所述导流腔；

20、所述金属叶身的收敛尾端处设置有尾劈缝；所述尾劈缝气导通所述冲击腔与所述导流腔。

21、进一步的，所述叶身冲击孔的孔径为1～1.5mm；所述金属叶身气膜孔的孔径小于0.5mm。

22、进一步的，所述金属叶身与所述陶瓷基叶片的拼接处设置有多个前端冲击孔；所述前端气膜孔与所述集气腔气导通设置。

23、进一步的，所述金属叶身与所述陶瓷基叶片的拼接处设置有多个前端气膜孔；所述前端气膜孔一端气导通所述金属叶身与所述陶瓷基叶片之间的拼接处，另一端导通所述导流腔。

24、进一步的，所述金属叶片基于不与所述高温燃气以及所述金属叶身接触的顶面及底面拼接在所述金属上缘板与所述金属下缘板之间。

25、采用上述技术方案，本发明能够带来以下有益效果：

26、a)相较于单一高温合金材料叶片，本发明能够有效提高耐温水平200℃以上；

27、b)相比单晶高温合金整铸叶片，本发明可减重20％以上；

28、c)与金属叶片相比，本发明能够减少涡轮导向叶片冷气用量，提高发动机效率；

29、d)本发明的陶瓷基复合材料零件结构简单，制造工艺性好。

30、e)本发明的组装方式叶片结构可靠，装配性好，能有效解决陶瓷基与金属件之间的热匹配问题。

技术特征：

1.一种组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述组合式异种材料涡轮静子叶片组件还包括上缘板以及上挂钉；所述上缘板拼接在所述金属上缘板上所述高温燃气的来气方向的一端；多个所述上缘板依次拼接后组成一前端环；所述前端环与所述导流腔同轴设置；所述前端环的内环面与所述金属下缘板之间形成所述导流腔的另一部分；

3.根据权利要求2所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述陶瓷基叶片在不与所述高温燃气以及所述金属叶身接触的底面上设置有与所述陶瓷基叶身相互固定下端定位凸台；

4.根据权利要求3所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述陶瓷基叶身内设置有冷气腔；所述陶瓷基叶身的陶瓷基壳体的壁厚均匀，由陶瓷基复合材料编织成型，主体上设置有气导通所述冷气腔气导通与所述导流腔的多个陶瓷基叶身气膜孔，在所述上安装边处设置有进气通道。

5.根据权利要求4所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述陶瓷基壳体的壁厚为2～3mm；所述陶瓷基叶身气膜孔的孔径小于0.6mm。

6.根据权利要求5所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述金属叶片由高温单晶合金整铸成型；所述金属叶身内设置有集气腔，双层壁之间的夹层处设置有多个冲击腔；

7.根据权利要求6所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述叶身冲击孔的孔径为1～1.5mm；所述金属叶身气膜孔的孔径小于0.5mm。

8.根据权利要求7所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述金属叶身与所述陶瓷基叶片的拼接处设置有多个前端冲击孔；所述前端气膜孔与所述集气腔气导通设置。

9.根据权利要求8所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述金属叶身与所述陶瓷基叶片的拼接处设置有多个前端气膜孔；所述前端气膜孔一端气导通所述金属叶身与所述陶瓷基叶片之间的拼接处，另一端导通所述导流腔。

10.根据权利要求9所述的组合式异种材料涡轮静子叶片组件,其特征在于，所述金属叶片基于不与所述高温燃气以及所述金属叶身接触的顶面及底面拼接在所述金属上缘板与所述金属下缘板之间。

技术总结
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种组合式异种材料涡轮静子叶片组件，本发明采用陶瓷基叶片承受高温燃气冲刷的一端，而结构复杂且加工难度大的耐高流速导流区域采用金属叶片。本发明兼具陶瓷基复合材料叶片优越的耐温性能和高温合金叶片可靠的力学性能和优良的气动性能，提高了高压涡轮导向叶片前缘承温能力，解决了新一代先进发动机涡轮导叶前缘超温的问题，实现了涡轮叶片轻量化，延长了叶片工作寿命，总体上上提升了航空发动机的整机性能。

技术研发人员：谢利强,杜鹏,陈阿龙,赵云,窝丁日海
受保护的技术使用者：中国航发四川燃气涡轮研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13