一种航空发动机涡轮导向器导叶的制作方法

1.本技术属于航空发动机涡轮导向器导叶设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向器导叶。


背景技术：

2.航空发动机在研制过程中，由于性能计算的某种不确定性，如计算模型简化、计算本身的误差等，和加工装配过程中的误差，必然造成涡轮导向器面积首次装配要求与实际试车过程中需要的面积有差距，这就要求导向器面积必须设计得可调整，以满足总体性能的要求。
3.涡轮导向器面积的调整常用的方法是在研制阶段设计制造大、中、小三种不同面积的导叶，中面积的导叶满足设计点要求，参见图1中设计位置，偏大和偏小面积的导叶则用于实际试车过程中满足转差和性能提出的组别需求。
4.由于涡轮导向器导叶对进气攻角的变化不是十分敏感，可作一定程度的调整，采用改变叶型安装角的方法来改变导叶的面积，三种面积的导叶共用同一种毛料，由工装夹具保证叶身与缘板的角度关系。
5.当前，涡轮导向器导叶组别的变化主要采用以下两种方式实现：
6.一种是导叶叶身、缘板一体成型整体铸造，大、中、小不同面积的导叶分别用模具加工；
7.另一种导叶分体铸造，叶身、缘板焊接组合，如图2所示，在叶身上设计能包含大、小组别导叶转动角度的安装头，如图3所示，安装头轮廓线为组别活块包容线，其模具活块设计，依据发动机性能需求，只需转动安装头模具角度，即可制造出对应组别的叶片，而无需新投模具，可减少铸造模具个数，缩短加工周期，该种技术方案在实际应用中存在以下缺陷：
8.1)安装头轮廓度、缘板型孔孔型各自有公差偏差，装配时若干涉或者焊接间隙不够，常常需要局部修磨后组装，焊接组装时会出现叶身与缘板在焊接处有台阶差，形成叶身近端壁r区凹陷，如图4所示，该凹陷会加强前缘端壁马蹄涡强度，加剧马蹄涡影响的导叶损坏；
9.2)对于低稠度、大弦长缘板，即使很好地控制缘板型面变形，但是仍然不可避免的会有轮廓度公差，使缘板型面偏离理论型面，如图5所示的缘板型面ⅰ、缘板型面ⅱ，致使叶身近端壁r区型面与缘板型面偏差，造成型面曲线不光顺，导致缘板近壁面气动损失增加。
10.3)随着导叶耐温技术的升高，叶身内冷却通道结构向毫米甚至微米级别发展，且趋向于使用单晶铸造，安装头成型在叶身上，因为铸造尺寸的量级差异，会给叶身单晶生长、单晶完整性铸造带来极大难度，导致单晶叶身合格率较低。
11.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
12.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术
的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

13.本技术的目的是提供一种航空发动机涡轮导向器导叶，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
14.本技术的技术方案是：
15.一种航空发动机涡轮导向器导叶，包括：两个缘板、两个安装头以及叶身，其中：
16.叶身具有大、中、小面积三个组别；
17.两个安装头能够包容大、中、小面积三个组别的叶身；
18.叶身的叶根、叶尖能够分别插入到一个安装头中，与安装头间焊接连接；
19.两个缘板上具有型孔；
20.每个安装头对应一体成型在一个型孔中。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向器导叶中，两个安装头与对应的缘板间一体铸造成型。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮导向器导叶中，叶身内设计有冷却通道。
23.本技术至少存在以下有益技术效果：
24.提供一种航空发动机涡轮导向器导叶，其设计安装头对应铸造成型在缘板的型孔中，可有效减少变组别加工模具，降低生产成本，且叶身上没有安装头，与缘板焊接位置不受修磨影响，焊接组装时叶身无论在径向方向如何错位，在叶身近端壁r区均不会有凹陷，如图7所示，可有效降低马蹄涡影响的导叶损坏风险，此外，对于低稠度、大弦长缘板，即使存在轮廓度公差，也不会有型面曲线不光顺的问题，保证导叶的气动性能，如图8所示。
25.对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器导叶，领域内技术人员还可以理解的是，其设计安装头对应铸造成型缘板的型孔中缘板接近平板结构，冷却结构类型少，铸造难度低，合格率高，缘板结构尺寸偏大，与安装头尺寸相当，铸造尺寸不会存在量级差异，叶身内冷却通道铸造结构尺寸为同一量级，与安装头分开设计，可降低单晶微尺寸冷却叶身铸造难度降低，有利于叶身单晶生长、提高单晶铸造完整性合格率。
26.上述的航空发动机涡轮导向器导叶，设计安装头对应铸造成型缘板的型孔中缘板接近平板结构，冷却结构类型少，铸造难度低，合格率高，缘板结构尺寸偏大，与安装头尺寸相当，铸造尺寸不会存在量级差异，叶身内冷却通道铸造结构尺寸为同一量级，与安装头分开设计，可降低单晶微尺寸冷却叶身铸造难度降低，有利于叶身单晶生长、提高单晶铸造完整性合格率。
附图说明
27.图1是涡轮导向器面积调整中大、中、小三种不同面积导叶的示意图；
28.图2是涡轮导向器导叶分体铸造，叶身、缘板焊接组合的示意图；
29.图3是叶身上设计能包含大、小组别导叶转动角度的安装头的示意图；
30.图4是叶身与缘板在焊接处有台阶差，形成叶身近端壁r区凹陷的示意图；
31.图5是本技术实施例提供的缘板型面偏离理论型面，致使叶身近端壁r区型面与缘
板型面偏差，造成型面曲线不光顺的示意图；
32.图6是本技术实施例提供的航空发动机涡轮导向器导叶示意图；
33.图7是本技术实施例提供的航空发动机涡轮导向器导叶消除叶身近端壁r区凹陷的示意图；
34.图8是本技术实施例提供的航空发动机涡轮导向器导叶消除缘板型面偏离理论型面，不会出现由于型面偏差造成型面曲线不光顺的示意图。
1.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
35.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
36.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
37.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
38.下面结合附图1至图8对本技术做进一步详细说明。
39.一种航空发动机涡轮导向器导叶，包括：两个缘板、两个安装头以及叶身，其中：
40.叶身具有大、中、小面积三个组别，中面积组别满足设计点要求，偏大和偏小面积则用于实际试车过程中满足转差和性能提出的组别需求；
41.两个安装头能够包容大、中、小面积三个组别的叶身，轮廓线为组别活块包容线，厚度与组别活块包容线之间距离δ保持一致，组别活块包容线设计时以能包容变组别
±
α
°
最低限度设计；
42.叶身的叶根、叶尖能够分别插入到一个安装头中，与安装头间焊接连接；
43.两个缘板上具有型孔；
44.每个安装头对应一体成型在一个型孔中，与对应的缘板间一体铸造成型。
45.对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器导叶，领域内技术人员可以理解的是，设计安装头对应铸造成型缘板的型孔中，可有效减少变组别加工模具，降低生产成本，且叶身上没有安装头，与缘板焊接位置不受修磨影响，焊接组装时叶身无论在径向方向如何错位，在叶身近端壁r区均不会有凹陷，如图7所示，可有效降低马蹄涡影响的导叶损坏风险，此外，对于低稠度、大弦长缘板，即使存在轮廓度公差，也不会有型面曲线不光顺的问题，保证导叶的气动性能，如图8所示。
46.对于上述实施例公开的航空发动机涡轮导向器导叶，领域内技术人员还可以理解的是，其设计安装头对应铸造成型缘板的型孔中缘板接近平板结构，冷却结构类型少，铸造难度低，合格率高，缘板结构尺寸偏大，与安装头尺寸相当，铸造尺寸不会存在量级差异，叶身内冷却通道铸造结构尺寸为同一量级，与安装头分开设计，可降低单晶微尺寸冷却叶身铸造难度降低，有利于叶身单晶生长、提高单晶铸造完整性合格率。
47.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
48.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机涡轮导向器导叶，其特征在于，包括：两个缘板、两个安装头以及叶身，其中：叶身具有大、中、小面积三个组别；两个安装头能够包容大、中、小面积三个组别的叶身；叶身的叶根、叶尖能够分别插入到一个安装头中，与安装头间焊接连接；两个缘板上具有型孔；每个安装头对应一体成型在一个型孔中。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器导叶，其特征在于，两个安装头与对应的缘板间一体铸造成型。3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器导叶，其特征在于，叶身内设计有冷却通道。

技术总结
本申请属于航空发动机涡轮导向器导叶设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向器导叶，包括：两个缘板、两个安装头以及叶身，其中：叶身具有大、中、小面积三个组别；两个安装头能够包容大、中、小面积三个组别的叶身；叶身的叶根、叶尖能够分别插入到一个安装头中，与安装头间焊接连接；两个缘板上具有型孔；每个安装头对应一体成型在一个型孔中。个安装头对应一体成型在一个型孔中。个安装头对应一体成型在一个型孔中。


技术研发人员：宋伟 师俊东 张志强 韩绪军 贺佳慧 丁勇峰 王鹏 郦志俊 刘日晨
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2022.12.31
技术公布日：2023/6/27