阅读说明：本技术 用于飞行器涡轮发动机的叶片 (Blade for an aircraft turbine engine ) 是由 布鲁诺·马克-艾蒂安·卢瓦泽尔 斯蒂芬妮·艾琳·玛丽·德弗朗德尔 埃里克·杰克奎斯·德尔夸涅 于 2019-02-01 设计创作，主要内容包括：本发明涉及用于飞行器涡轮发动机的转子叶片(10),所述叶片具有堆叠轴线(X)并且一旦所述叶片已经牢固地连接到转子上就具有旋转轴线(A)。该叶片包括在内平台(19)与外平台(20)之间延伸的桨叶(16),该外平台支承至少一个突出的唇部(31,32),所述桨叶具有下表面(16a)和上表面(16b)。外平台包括下侧边缘(22)和上侧边缘(21),该下侧边缘和上侧边缘分别位于下表面(16a)一侧和上表面(16b)一侧并且被构造成以形状配合的方式与相邻叶片的互补的侧边缘(21,22)配合,所述侧边缘中的每一个侧边缘具有耐磨覆盖物(36)。本发明的旋转叶片的特征在于,下侧边缘的耐磨覆盖物在平台的基本直线的第一脊部(40)的一个壁(40a)上延伸以及在平台的第二脊部(42)的一个壁(42a)上延伸,所述第二脊部至少部分地在唇部(31)内延伸并且相对于第一脊部沿基本上平行于唇部的横向轴线(Z)的方向倾斜。(The invention relates to a rotor blade (10) for an aircraft turbine engine, said blade having a stacking axis (X) and an axis of rotation (A) once said blade has been firmly connected to the rotor. The blade comprises a blade (16) extending between an inner platform (19) and an outer platform (20) supporting at least one protruding lip (31, 32), the blade having a lower surface (16a) and an upper surface (16 b). The outer platform comprises a lower side edge (22) and an upper side edge (21) located on the side of the lower surface (16a) and on the side of the upper surface (16b), respectively, and configured to cooperate in a form-fitting manner with complementary side edges (21, 22) of adjacent blades, each of said side edges having a wear-resistant covering (36). The inventive rotary blade is characterized in that the wear-resistant covering of the lower side edge extends on one wall (40a) of a first substantially rectilinear ridge (40) of the platform and on one wall (42a) of a second ridge (42) of the platform, which extends at least partially in the lip (31) and is inclined with respect to the first ridge in a direction substantially parallel to the transverse axis (Z) of the lip.)

用于飞行器涡轮发动机的叶片

技术领域

本发明涉及制造用于飞行器涡轮机的转子叶片的一般领域。

背景技术

现有技术特别包括文献FR-A1-2 985 759。

典型地，涡轮机中的轴向涡轮由串联布置的一系列轴向级(沿着气流的流通轴线)组成。每个级包括可移动轮和桨叶式分配器，可移动轮具有形成转子的叶片，桨叶式分配器形成定子。可移动轮与相应的分配器相对旋转。

在该专利申请中，上游和下游是相对于穿过涡轮机的空气流的正常流动方向(上游到下游)而限定的。涡轮机的主转子的旋转轴线被称为“涡轮机的轴线”。轴向方向是涡轮机的轴线的方向，而径向方向是垂直于涡轮机的轴线并与该轴线相交的方向。类似地，轴向平面是包含涡轮机的轴线的平面，而径向平面是垂直于该轴线的平面。形容词“内部”和“外部”是相对于径向方向使用的，因此，元件的内部部件沿径向方向比同一元件的外部部件更靠近涡轮机的轴线。叶片的堆叠轴线是与涡轮机的轴线垂直的轴线，该轴线穿过叶片的桨叶的最里面的部段(即，最靠近涡轮机轴线的部段)的重心。典型地，涡轮机叶片包括在叶片的近侧端部与远侧端部(即，内部与外部)之间沿着叶片的堆叠轴线延伸的桨叶。

通常，可移动轮由以轮的旋转轴线为中心的环形盘组成，多个叶片附接到该环形盘。

图1示出了叶片的示例。专利FR-B1-2 985 759中描述了这种类型的叶片。该叶片10包括沿着叶片的堆叠轴线X在叶片10的近侧端部10A与远侧端部10B之间延伸的桨叶16。叶片在其近侧端部10A处包括平台19和根部12，叶片通过根部12附接到盘(未示出)上。叶片10在其远侧端部10B处具有后跟14。当多个叶片10被固定到盘上时，多个叶片的后跟14边对边布置，以形成周向环，该周向环界定出围绕轮的旋转轴线A的旋转表面。该环的功能特别在于界定出在桨叶16之间流通的气流的流管的外表面，并限制叶片10的远侧端部10B处的气体泄漏。

后跟14包括平台20，该平台在外部界定出在桨叶16之间流通的气体的流管，并具有相对的侧向边缘21、22。平台20包括被称为“上游扰流板”的上游部件24和被称为“下游扰流板”的下游部件28。后跟14还包括从平台20的外部面径向向外延伸的上游密封唇部31和下游密封唇部32。密封唇部相对于轮的旋转轴线具有大致周向或横向的定向。平台的侧向边缘21、22中的每一个在上游唇部31与下游唇部32之间具有基本为“Z”形的轮廓。

当多个叶片10被固定在盘上时，上游唇部31和下游唇部32边对边布置以形成围绕轴线A的旋转环，该环基本上被容纳在径向平面中。这种环的功能之一在于限制叶片10与围绕叶片10的壳体(未示出)之间的间隙，从而限制该点的气体泄漏。该壳体带有耐磨的环形覆盖物，该环形覆盖物可通过摩擦与叶片的唇部配合，以通过迷宫效应限制这些泄漏。

为了减缓叶片10在运行期间受到的振动，叶片10以围绕其堆叠轴线X的扭转应力安装在叶片的盘上。后跟14的几何形状使得每个叶片10在所示的叶片几何结构的框架内，通过主要沿上游唇部31的侧面34支承在相邻叶片10上而被置于扭转应力下。因此，侧面34限定了叶片之间的接触表面，并且是涡轮机运行期间的高摩擦部位。为了防止磨损，侧面34设有抗摩擦材料的覆盖物或***物。例如，这可以是市场上销售的商标名为

的材料。耐磨覆盖层36在图2中看得最清楚。

典型地，该耐磨覆盖物36通过焊接(例如通过产生电弧以熔化材料的滴焊)施加到侧面34上。这通常是手动操作，型合金在沉积过程中呈液滴形式。

合金是铬(Cr)和钴(Co)含量高的钢合金。

合金还可包含少量的钨(W)或钼(Mo)以及少量的碳(C)。合金是不可锻造的，并且必须被铸造或焊接到如下的物体上，该合金构成该物体的一部分或***该物体中。

已经观察到在将

的液滴沉积在叶片上之后出现裂纹，导致叶片报废。

本发明为该问题提供了简单、有效和经济的解决方案。

发明内容

本发明提供一种用于飞行器涡轮机的转子叶片，该叶片具有堆叠轴线并且一旦已经牢固地连接到转子就具有旋转轴线，并且该叶片包括在内平台与外平台之间延伸的桨叶，该外平台支承至少一个突出的唇部，所述桨叶包括压力侧和吸力侧，并且所述外平台包括压力侧侧向边缘和吸力侧侧向边缘，该压力侧侧向边缘和吸力侧侧向边缘分别位于所述压力侧一侧和所述吸力侧一侧并且被构造成以形状配合的方式、特别是通过互锁与相邻叶片的互补的侧向边缘配合，所述侧向边缘中的每一个侧向边缘包括耐磨覆盖物，其特征在于，位于所述压力侧一侧的侧向边缘的耐磨覆盖物在平台的基本直线的第一脊部的一个壁上延伸以及在平台的第二脊部的一个壁上延伸，第二脊部至少部分地在所述唇部中延伸并且相对于所述第一脊部沿基本上平行于唇部的横向伸长轴线的方向倾斜。

因此，耐磨覆盖物被沉积在脊部上，该脊部使叶片***并且限制了在该沉积期间出现裂纹的风险。这些脊部使得能够根据需要使施加的耐磨覆盖物的区域变厚，从而确保在沉积过程中更好的散热，从而降低了形成裂纹的风险。

此外，脊部的形状一方面适于限制脊部的尺寸和覆盖物的尺寸，另一方面防止覆盖物与前述的围绕轮延伸的耐磨覆盖物接触，并且其中，后跟的唇部在运行过程中要形成环形凹槽。如果唇部相对于与轮的旋转轴线垂直的平面倾斜，并且每个叶片的脊部对齐(因此彼此不倾斜)，则第二脊部可能会溢出唇部之上并与耐磨覆盖物产生不必要的接触，从而导致相应的凹槽变宽，并有增加该区域中的气体泄漏的风险。

根据本发明的叶片可包括彼此独立或彼此结合的以下特征中的一个或多个：

-所述第一脊部具有基本恒定的厚度E1，

-所述第二脊部的厚度E2小于E1，

-位于所述吸力侧一侧上的侧向边缘的耐磨覆盖物在第三脊部的壁上延伸，该第三脊部的厚度E3类似于E1，

-每个脊部的厚度是在基本上垂直于形成脊部的表面的方向上测得的，或者是在基本上垂直于相应脊部的纵向中间平面的方向上测得的，或者是在相应脊部的伸长轴线的方向上测得的，

-所述第二脊部的所述壁在所述唇部中延伸，并延伸过唇部的高度的20％至50％，所述高度是沿着堆叠轴线测得的，

-所述唇部包括两个相对的纵向端部，这两个相对的纵向端部中的一个纵向端部至少部分地包括所述第二脊部的所述壁，并且这两个相对的纵向端部中的另一纵向端部在垂直于所述伸长轴线的方向上包括额外的厚度，

-所述唇部相对于与所述旋转轴线垂直的平面倾斜，

-叶片包括两个突出的唇部，并且所述第一脊部位于这些唇部之间，以及

-所述第二脊部具有第一端部和第二自由端部，所述第一端部连接至所述第一脊部的一个端部，所述第二自由端部位于所述压力侧侧向边缘处。

本发明还涉及一种用于飞行器涡轮机的转子轮，该转子轮包括盘，该盘在其周边上承载一环形排的如上所述的叶片。

本发明还涉及一种飞行器涡轮机，该飞行器涡轮机包括至少一个如上所述的叶片或轮。

附图说明

当阅读以非限制性示例的方式并参照附图进行的以下描述时，本发明将被更好地理解，并且本发明的其他细节、特征和优点将更加清楚地显现，在附图中：

-图1是用于飞行器涡轮机的涡轮叶片的示意性透视图，

-图2是用于飞行器涡轮机的另一涡轮叶片的一部分的放大示意图，

-图3是根据本发明的转子叶片的示意性侧视图，

-图4是图3的叶片的示意性俯视图，

-图5和图6是图4的细节图，其中，图6示出了本发明的特征之一，而图5则相反，没有示出本发明，以及

-图7是以横截面图示出的、图3的叶片的示意性俯视图。

具体实施方式

本发明适用于以上参照图1和图2所描述的可移动轮叶片10。

叶片10包括在两个平台(分别为内平台19和外平台20)之间延伸的至少一个桨叶16。内平台19连接到桨叶的径向内端部，外平台20连接到桨叶的径向外端部并包括耐磨材料的覆盖物36。

图3、图4、图6和图7示出了本发明的实施例。

根据本发明，侧向边缘22的、位于桨叶16的压力侧16a一侧的耐磨覆盖物36在第一脊部40的、位于唇部31、32之间的壁40a上延伸，并且在第二脊部42的、至少部分地延伸到唇部31中的壁42a上延伸。脊部40、42是平台20的组成部分。如图3所示，壁42a延伸过唇部31的高度的大约20％至50％，该高度沿着堆叠轴线X测得。

第一脊部40基本上是笔直的并且具有与凸台44连接的下游端部，该凸台在平台20的外部面上突出。该凸台具有大致叶片轮廓的形状，并且形成桨叶16的、径向朝向平台20外的延伸部。

第二脊部42基本上是笔直的并且具有与第一脊部40的上游端部连接的下游端部。该第二脊部42相对于第一脊部40在基本上平行于唇部31的横向伸长轴线Z的方向上倾斜。换句话说，第二脊部42基本上平行于唇部31，并且第一脊部40相对于唇部31和第二脊部42倾斜。

图7是叶片的横截面图，其中，切割平面基本上穿过脊部40、42和凸台44，并且基本上平行于平台20的平面。图7示出了脊部40、42的厚度E1、E2以及脊部40、42的倾斜角α，该倾斜角α例如介于120°至150°之间。换句话说，第二脊部42与唇部31或轴线Z形成基本为零的角度，并且第一脊部40相对于唇部31或轴线Z倾斜一角度，该角度介于30°至60°之间。

该角α在图6中也可见，图6示出了相对于彼此倾斜的脊部40、42，图5相反地示出了对齐的脊。在后一种情况下，并且如上所解释地，由于支承该叶片的盘的旋转，脊部42可延伸超过唇部并且脊部42所支承的耐磨覆盖物可以将形成在围绕叶片的耐磨覆盖物中的凹槽46加宽。

在此，凹槽46部分地由阴影区域表示，该阴影区域的尺寸取决于唇部31的最大尺寸。在示出的示例中，唇部31包括在桨叶的压力侧16a一侧的纵向端部(脊部42在该纵向端部中延伸)和在桨叶的吸力侧一侧上的相对的纵向端部。该相对的纵向端部沿着垂直于唇部的伸长轴线的方向变厚，并且具有被称为大象脚的总体形状。该变厚的端部限定了唇部的最大厚度，从而限定了凹槽46的厚度。该凹槽是环形的，因此旨在整体围绕支承叶片的轮延伸。

在示出的示例中，脊部40、42在脊部40、42之间限定出用于容纳耐磨覆盖物36的第一凹部50，其中，脊部40的壁40a上存在有凸耳48。

在桨叶16的吸力侧一侧上，耐磨覆盖物位于第三脊部52的壁52a上，壁52具有基本上平行于脊部40的总体定向。脊部52的厚度为E3。脊部52限定出用于容纳耐磨覆盖物36的第二凹部58，其中，壁52a的相对端部处存在有两个凸耳54、56。

脊部的厚度是在基本垂直于形成脊部的表面的方向上测得的、或者在基本垂直于脊部的纵向中间平面的方向上测得的、或者在脊部的伸长轴线的方向上测得的。脊部42的厚度可以在基本垂直于轴线Z的方向上测得。在图7中，脊部40、42和52的伸长轴线分别被称为40b、42b和52b。

厚度E1、E2和E3例如介于1mm至3mm之间。脊部42的厚度E2优选地小于脊部40的厚度E1。例如，厚度E1约为2mm，厚度E2约为1.5mm。厚度E3优选地类似于厚度E1，并且例如为约2mm。这些厚度确保了良好的机械强度，并防止在沉积钨铬钴合金时形成裂纹。

叶片可以以下方式制造。首先，叶片是用金属铸件粗制而成。然后，例如通过沉积熔融的

材料而使凹部50、58填充有耐磨覆盖物36，该耐磨覆盖物位于脊部的壁上。接着，可以对叶片进行机加工操作以将叶片设置成所需的尺寸。在该最后的操作期间，可以对覆盖物36以及界定出用于容纳这些覆盖物的凹部的脊部和凸耳进行加工。