一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机涡轮叶片叶冠设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构。


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，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，在工作面上融焊耐磨层，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。
3.当前，为了在叶冠工作面上融焊耐磨层，预先在叶冠工作面上加工焊槽，在焊槽内融焊耐磨层，焊槽一端延伸至叶冠工作面、非工作面间转接凹角，且两侧延伸到叶冠内外侧，形成棱角，整体呈l型，如图3所示，该种技术方案存在以下缺陷：
4.1)焊槽一端延伸至叶冠工作面、非工作面间转接凹角，在融焊耐磨层时，焊槽该端受热，易融化塌陷，使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；
5.2)焊槽两侧延伸到叶冠内外侧，形成棱角，在融焊耐磨层时，棱角边缘受热，易融化塌陷，产生较大的应力发生失效，为此，当前，多是在叶冠外侧预留铸造余量，通过机加的方式将部分塌陷去除，但叶冠内表面为流道面，型面要求较高，无法采用预留铸造余量的方式去除塌陷。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.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：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
9.本技术的技术方案是：
10.一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，包括：
11.焊槽，在叶冠工作面上加工；
12.焊槽与叶冠工作面、非工作面间转接凹角之间留有基体；
13.基体向焊槽一侧弧形凸出。
14.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构中，焊槽两侧向工作面内倒角。
15.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构中，焊槽两侧倒角为45
°
。
16.本技术至少存在以下有益技术效果：
17.提供一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，其设计叶冠工作面上加工的焊槽与叶冠工作面、非工作面间转接凹角之间留有基体，基体的存在可避免在焊槽内融焊耐磨层时，使叶冠工作面、非工作面间转接凹角部分直接受热，发生融化塌陷，避免焊接融合区进入到转接凹角内，保护转接凹角性能不受损伤，此外，设计基体向焊槽一侧弧形凸出，在焊槽内融焊耐磨层时，弧形凸出可供融化塌陷，可通过尺寸设计，使弧形凸出受融化塌陷后变为直线状，为融化塌陷提供足够的裕量，有效保证焊接融合区不进入到转接凹角内。
附图说明
18.图1是两个相邻航空发动机涡轮叶片叶冠的示意图；
19.图2是相邻航空发动机涡轮叶片叶冠工作面上焊接耐磨层接触的示意图；
20.图3是航空发动机涡轮叶片叶冠工作面上焊槽的示意图；
21.图4是航空发动机涡轮叶片叶冠工作面上焊槽内融焊耐磨层的示意图；
22.图5是本技术实施例提供的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构的示意图。
23.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
24.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。
25.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。
26.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。
27.下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
28.一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，包括：
29.焊槽，在叶冠工作面上加工；
30.焊槽与叶冠工作面、非工作面间转接凹角之间留有基体；
31.基体向焊槽一侧弧形凸出。
32.对于上述实施例公开的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计叶冠工作面上加工的焊槽与叶冠工作面、非工作面间转接凹角之间留有基体，基体的存在可避免在焊槽内融焊耐磨层时，使叶冠工作面、非工作面间转接凹角部分直接受热，发生融化塌陷，避免焊接融合区进入到转接凹角内，保护转接凹角性能不受损伤，此外，设计基体向焊槽一侧弧形凸出，在焊槽内融焊耐磨层时，弧形凸出可供融化塌陷，可通过尺寸设计，使弧形凸出受融化塌陷后变为直线状，为融化塌陷提供足够的裕量，有效保证焊接融合区不进入到转接凹角内。
33.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构中，焊槽两侧向工作面内倒角，使焊槽成为凹槽，可在焊槽内融焊耐磨层时，避免使焊槽两侧棱角融化塌陷，避免产生较大的应力发生失效，且可有效保证叶冠的内外侧型面，保证叶冠的性能。
34.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构中，焊槽两侧倒角为45
°
。
35.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。
36.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叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，其特征在于，包括：焊槽，在叶冠工作面上加工；焊槽与叶冠工作面、非工作面间转接凹角之间留有基体；基体向焊槽一侧弧形凸出。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，其特征在于，焊槽两侧向工作面内倒角。3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，其特征在于，焊槽两侧倒角为45
°
。

技术总结
本申请属于航空发动机涡轮叶片叶冠设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，其设计叶冠工作面上加工的焊槽与叶冠工作面、非工作面间转接凹角之间留有基体，基体的存在可避免在焊槽内融焊耐磨层时，使叶冠工作面、非工作面间转接凹角部分直接受热，发生融化塌陷，避免焊接融合区进入到转接凹角内，保护转接凹角性能不受损伤，此外，设计基体向焊槽一侧弧形凸出，在焊槽内融焊耐磨层时，弧形凸出可供融化塌陷，可通过尺寸设计，使弧形凸出受融化塌陷后变为直线状，为融化塌陷提供足够的裕量，有效保证焊接融合区不进入到转接凹角内。融合区不进入到转接凹角内。融合区不进入到转接凹角内。


技术研发人员：丛佩红 宋洋 靳力 郭勇 赵宝建 马世岩 张天武
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：2023/5/11