一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠的制作方法

1.本技术属于非变容式发动机叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠。


背景技术：

2.航空发动机设计为了追求质量、尺寸优势，多采用单级高负荷低压涡轮转子叶片，并以单晶材料制造，为了避免叶片振动，设计采用大展弦比带冠结构，提供摩擦阻尼，叶冠结构如图1所示，相邻叶冠之间仅通过工作面接触，为提高工作面的耐磨性，在工作面上焊接耐磨层，使相邻叶冠工作面之间通过耐磨层—耐磨层接触，如图2所示，该种技术方案存在以下缺陷：1）整个工作面上焊接耐磨层，焊接融合区靠近工作面、非工作面间的转接凹角，焊接融合区易进入到转接凹角内，造成转接凹角性能下降，而转接凹角为高应力区，性能下降易发生失效；2）整个工作面上焊接耐磨层，焊接融合区靠近工作面、非工作面接触边界，法向承受较大的拉、压交变载荷，切向承受较大的拉应力，成为结构的薄弱环节，易发生工作面掉角现象，工作可靠性差。
3.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
4.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：

5.本技术的目的是提供一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
6.本技术的技术方案是：一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，包括：在叶冠工作面上焊接耐磨层；耐磨层与叶冠工作面、非工作面转接凹角之间存在基体；lj》 2mm；其中，lj为基体长度。
7.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠中，lj》1/3l；其中，l为叶冠工作面的长度。
8.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠中，lj+ln=
l；ln-lj》2
△
；其中，ln为耐磨层的长度；
△
为叶冠工作面与非工作面之间的间距。
9.本技术至少存在以下有益技术效果：提供一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，在叶冠工作面上焊接耐磨层，耐磨层与叶冠工作面、非工作面转接凹角之间存在基体，基体的长度lj大于焊接融合区的长度，使相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面之间通过耐磨层-基体、耐磨层-耐磨层接触，在保证相互之间磨损性能的同时，使焊接融合区远离叶冠工作面、非工作面间的转接凹角，可避免焊接融合区进入到转接凹角内，保证转接凹角的机械性能，保护转接凹角不发生失效，同时，焊接融合区远离叶冠工作面、非工作面接触边界，位于工作面范围内，主要承受正向压应力，切向拉力，且拉压力较小，受力环境改善，工作可靠性提高。
附图说明
10.图1是现有两个相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠的示意图；图2是现有相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面上焊接耐磨层接触的示意图；图3是本技术实施例提供的相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面间接触的示意图；其中：l为叶冠工作面的长度；lj为基体长度；ln为耐磨层的长度；
△
为叶冠工作面与非工作面之间的间距；a为叶冠工作面；b为叶冠非工作面；c为焊接融合区；d为耐磨层；e为基体。
11.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。
实施方式
12.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。
13.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。
14.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。
15.一种航空发动机单晶涡轮叶片及其叶冠以单晶材料制造，单晶材料硬度高，典型试验条件下，耐磨层-单晶摩擦副摩擦磨损性能，与耐磨层-耐磨层摩擦副摩擦磨损性能相当，基于此，本技术提供一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，下面结合附图3对本技术做进一步详细说明。
16.在航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面上焊接耐磨层，耐磨层与叶冠工作面、非工作面转接凹角之间存在基体，基体的长度lj大于焊接融合区的长度，使相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面之间通过耐磨层-基体、耐磨层-耐磨层接触，在保证相互之间磨损性能的同时，使焊接融合区远离叶冠工作面、非工作面间的转接凹角，可避免焊接融合区进入到转接凹角内，保证转接凹角的机械性能，保护转接凹角不发生失效，同时，焊接融合区远离叶冠工作面、非工作面接触边界，位于叶冠工作面范围内，主要承受正向压应力，切向拉力，且拉压力较小，受力环境改善，工作可靠性提高。
17.从航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面上耐磨层的使用目的出发，期望相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面之间主要通过耐磨层-耐磨层接触，这就要求基体长度l要尽可能小，耐磨层长度ln要尽可能大，焊接工艺产生的焊接融合区长度在1.0mm~1.5mm之间，可设计基体长度lj》 2mm，略大于2mm即可。
18.从保证航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面、非工作面间转接凹角的性能，以及保证焊接融合区的工作可靠性出发，焊接融合区应尽可能远离叶冠工作面、非工作面间转接凹角，以及远离叶冠工作面、非工作面接触边界，这就要求基体长度lj要足够长，可设计基体长度lj大于工作面长度的1/3。
19.根据相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面间滑移，基体与基体间靠近的最大距离为叶冠工作面与非工作面之间的间距
△
，设计耐磨层的长度ln减去基体长度lj大于2倍的叶冠工作面与非工作面之间的间距
△
，即ln-lj》2
△
，可避免发生基体与基体间接触，防止产生卡滞、干涉、粘接。
20.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。
21.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：
1.一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，其特征在于，包括：在叶冠工作面上焊接耐磨层；耐磨层与叶冠工作面、非工作面转接凹角之间存在基体；lj> 2mm；其中，lj为基体长度。2.根据权利要求2所述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，其特征在于，lj>1/3l；其中，l为叶冠工作面的长度。3.根据权利要求2所述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，其特征在于，lj+ln=l；ln-lj>2
△
；其中，ln为耐磨层的长度；
△
为叶冠工作面与非工作面之间的间距。

技术总结
本申请属于非变容式发动机叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠，叶冠工作面上焊接耐磨层，耐磨层与叶冠工作面、非工作面转接凹角之间存在基体，基体的长度大于焊接融合区的长度，使相邻航空发动机单晶涡轮叶片叶冠工作面之间通过耐磨层-基体、耐磨层-耐磨层接触，在保证相互之间磨损性能的同时，使焊接融合区远离叶冠工作面、非工作面间的转接凹角，可避免焊接融合区进入到转接凹角内，保证转接凹角的机械性能，保护转接凹角不发生失效，同时，焊接融合区远离叶冠工作面、非工作面接触边界，位于叶冠工作面范围内，主要承受正向压应力，切向拉力，且拉压力较小，受力环境改善，工作可靠性提高。工作可靠性提高。工作可靠性提高。


技术研发人员：程荣辉 丛佩红 靳力 郭勇 郭劼
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：2023.02.23
技术公布日：2023/6/7