阅读说明：本技术 一种航空发动机涡轮叶片 (Turbine blade of aircraft engine ) 是由 严小琳 吴江 陈�光 祁志祥 于 2021-09-08 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片,属于航空设备技术领域,其技术方案要点包括榫头,所述榫头的上端面固定连接有缘板,所述缘板的上端面固定连接有叶片,所述叶片的前端面固定连接有两个导流板,导流板在叶片外壁构成三条气流通道,使吹至叶片靠近榫头一侧的高压气流导向至相对低压的叶片的另一点,既靠近翻边的一端,从而降低了叶片外壁的分离区,分离区涡流强度和尺寸减小,从而有效降低噪音,叶片外壁的高温气流与叶片表面之间形成一层完整连续的气流隔热层,从而降低叶片表面温度,解决了现有的航空发动机涡轮叶片在运转时由于空气运转产生巨大的噪音,且叶片外壁受到的热负荷较大,导致涡轮叶片可靠性降低的问题。(The invention discloses a turbine blade of an aero-engine, belonging to the technical field of aero-equipment, the technical scheme of the turbine blade comprises a tenon, wherein the upper end surface of the tenon is fixedly connected with a flange plate, the upper end surface of the flange plate is fixedly connected with a blade, the front end surface of the blade is fixedly connected with two guide plates, the guide plates form three airflow channels on the outer wall of the blade, so that high-pressure airflow blown to one side of the blade close to the tenon is guided to the other point of the blade with relatively low pressure, namely, the other end of the blade is close to a flanging, thereby reducing a separation area of the outer wall of the blade, reducing the strength and the size of vortex of the separation area, effectively reducing noise, forming a complete and continuous airflow heat insulation layer between high-temperature airflow of the outer wall of the blade and the surface of the blade, thereby reducing the surface temperature of the blade, and solving the problem that the existing turbine blade of the aero-engine generates huge noise due to air operation when in operation, and the thermal load on the outer wall of the blade is large, which leads to a problem of reduced reliability of the turbine blade.)

一种航空发动机涡轮叶片

技术领域

本发明涉及航空设备技术领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片。

背景技术

涡轮是航空燃气涡轮发动机中的重要部件之一，其作用是将燃气可用热能绝大部分转变成涡轮的机械功，作为发动机的关键件之一的涡轮叶片在高温、高压条件下做高速旋转，其表面的气流非常复杂，因此，涡轮叶片设计的好坏关系到整台发动机的性能。

现有的航空发动机涡轮叶片在运转时由于空气运转产生巨大的噪音，且叶片外壁受到的热负荷较大，导致涡轮叶片可靠性降低。

发明内容

本发明针对以上问题，提出一种航空发动机涡轮叶片来解决上述问题。

本发明是这样实现的，一种航空发动机涡轮叶片，包括榫头，所述榫头的上端面固定连接有缘板，所述缘板的上端面固定连接有叶片，所述叶片的前端面固定连接有两个导流板，所述叶片远离缘板的一侧设置有翻边。

为了导向气流，作为本发明的一种航空发动机涡轮叶片优选的，所述导流板呈“S”形状。

为了构成气流通道，作为本发明的一种航空发动机涡轮叶片优选的，所述导流板与叶片外壁垂直设置。

为了便于气流折回，作为本发明的一种航空发动机涡轮叶片优选的，所述翻边翻起方向朝向导流板4的一侧。

为了提高叶片防振效果，作为本发明的一种航空发动机涡轮叶片优选的，所述叶片为防振合金。

为了提高榫头的耐磨性，作为本发明的一种航空发动机涡轮叶片优选的，所述榫头的外壁涂覆有耐磨涂料。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

通过设置导流板，导流板在叶片外壁构成三条气流通道，使吹至叶片靠近榫头一侧的高压气流导向至相对低压的叶片的另一点，既靠近翻边的一端，从而降低了叶片外壁的分离区，分离区涡流强度和尺寸减小，从而有效降低噪音，同时，通过导流板导向翻边的气流进入翻边内侧后顺势翻边的导向重新折回叶片，此时将叶片外壁的高温气流与叶片表面之间形成一层完整连续的气流隔热层，从而降低叶片表面温度，降低叶片外壁受到的热负荷，提高可靠性。

附图说明

图1为本发明整体结构图；

图2为本发明a部放大结构图；

图中，1、榫头；2、缘板；3、叶片；4、导流板；5、翻边。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明的限制。此外，在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

请参阅图1-2，本发明提供以下技术方案：包括榫头1，榫头1的上端面固定连接有缘板2，缘板2的上端面固定连接有叶片3，叶片3的前端面固定连接有两个导流板4，叶片3远离缘板2的一侧设置有翻边5。

本实施例中：通过设置导流板4，导流板4在叶片3外壁构成三条气流通道，使吹至叶片3靠近榫头1一侧的高压气流导向至相对低压的叶片3的另一点，既靠近翻边5的一端，从而降低了叶片外壁的分离区，分离区涡流强度和尺寸减小，从而有效降低噪音，同时，通过导流板4导向翻边5的气流进入翻边5内侧后顺势翻边5的导向重新折回叶片3，此时将叶片3外壁的高温气流与叶片3表面之间形成一层完整连续的气流隔热层，从而降低叶片3表面温度，降低叶片3外壁受到的热负荷，提高可靠性。

作为本发明的一种技术优化方案，导流板4呈“S”形状。

本实施例中：导流板4呈“S”形状，起到缓冲气流的作用，使急促的气流更加缓慢。

作为本发明的一种技术优化方案，导流板4与叶片3外壁垂直设置。

本实施例中：导流板4与叶片3外壁垂直设置，从而起到隔绝作用，便于分割构成三条气流导向通道。

作为本发明的一种技术优化方案，翻边5翻起方向朝向导流板4的一侧。

本实施例中：翻边5翻起方向朝向导流板4的一侧，气流进入翻边5内侧后顺势翻边5的导向重新折回叶片3，将叶片3外壁的高温气流与叶片3表面之间形成一层完整连续的气流隔热层，有利于降温。

作为本发明的一种技术优化方案，叶片3为防振合金。

本实施例中：叶片3为防振合金，可以迅速通过合金内部组织的内摩擦使振动转化为热能而散发，从而起到抗震的效果，延长使用寿命。

作为本发明的一种技术优化方案，榫头1的外壁涂覆有耐磨涂料。

本实施例中：榫头1的外壁涂覆有耐磨涂料，从而提高榫头1外壁的耐磨性。

本发明的工作原理及使用流程：通过设置导流板4，导流板4在叶片3外壁构成三条气流通道，使吹至叶片3靠近榫头1一侧的高压气流导向至相对低压的叶片3的另一点，既靠近翻边5的一端，从而降低了叶片外壁的分离区，分离区涡流强度和尺寸减小，从而有效降低噪音，同时，通过导流板4导向翻边5的气流进入翻边5内侧后顺势翻边5的导向重新折回叶片3，此时将叶片3外壁的高温气流与叶片3表面之间形成一层完整连续的气流隔热层，从而降低叶片3表面温度，降低叶片3外壁受到的热负荷，提高可靠性。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。