[发明专利]一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠

说明书

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。

技术领域

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。

背景技术

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。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

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申请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申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请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。

本申请的技术方案是：

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。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠中，Lj1/3L；

其中，

L为叶冠工作面的长度。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠中，Lj+Ln=L；

Ln-Lj2△；

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。

本申请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

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；