本发明属于航空发动机涡轮技术领域，更具体地说，特别涉及一种基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片。
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。
如申请号为：cn201920201415.3的专利中，公开了一种航空发动机涡轮叶片，属于航空发动机制冷技术领域，解决现有航空发动机涡轮叶片制冷不足的问题。航空发动机涡轮叶片包括：前端、压力面、吸力面和尾端，前端、压力面、吸力面和尾端围成空心结构，空心结构为冷流提供流动通道；前端、压力面和吸力面中至少一个为中部设有换热腔的薄壁结构，且换热腔分别与空心结构连通；换热腔和航空发动机涡轮叶片外部通过出气变径孔连通；出气变径孔与换热腔连接的进口的面积小于出气变径孔与航空发动机涡轮叶片外部的出口的面积。本发明将出气孔设置为内小外大的变径孔，能够通过气体体积变化，而使温度内低外高进而提高冷却效果。
基于上述，传统的发动机涡轮结构中，其叶片尾翼端稳固性能较差，叶片之间缺乏支撑结构，而且其在运转时，涡轮总体后端没有扰流结构，降低了涡轮整体的转速，拆卸维护也不方便。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题，本发明提供一种基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，以解决叶片尾翼端稳固性能较差，叶片之间缺乏支撑结构，而且其在运转时，涡轮总体后端没有扰流结构，降低了涡轮整体的转速，拆卸维护也不方便的问题。
本发明基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片的目的与功效，由以下具体技术手段所达成：
一种基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，包括涡轮总成，支撑加固结构；所述涡轮总成由上涡轮、中间涡轮、下涡轮以及中间穿柱连接而成；所述中间涡轮卡入到下涡轮顶侧的卡槽内，叶片b卡入到叶片卡口内，螺纹连接孔a分别与螺纹连接孔b上下相对，所述中间穿柱固定穿插在下涡轮的中间，且中间穿柱还通过中间穿孔向上穿出中间涡轮，所述中间涡轮的顶端面上还设有限位插槽，且上涡轮底侧的限位插柱插入到限位插槽中，叶片a置于叶片b之间，叶片b的内端还贴在外撑块上，且台阶状螺栓穿孔与螺纹连接孔a上下相对，所述上涡轮、中间涡轮、下涡轮之间通过内六角螺栓穿入到台阶状螺栓穿孔中并依次拧入到螺纹连接孔a分别与螺纹连接孔b中相连接，所述下涡轮的外壁上还连接有十二组外连接筒，外连接筒的内部外端设有台阶插孔，且外连接筒的内部内侧设有连接螺纹，所述支撑加固结构分别连接在外连接筒上并支撑在叶片a与叶片b上。
进一步的，所述上涡轮的内侧中间还设有上穿孔，上穿孔的顶端设有气流挡板a，气流挡板a的中间设有气流孔，气流孔的外端为弧形状结构。
进一步的，所述中间穿柱顶端还插入到上穿孔中，中间穿柱的顶部中间开设有气道，气道从中间穿柱的顶端一直开设到内螺纹筒的位置并与内螺纹筒相通。
进一步的，所述内螺纹筒设有十二组，每相邻三组连接在一起，扰流管从下涡轮的外端穿过并通过螺纹拧入到内螺纹筒中，扰流管的外端口为弧形结构并朝向涡轮总成的旋转方向。
进一步的，所述气道的顶端侧还活动安装有气流挡板b，气流挡板b贴在气流挡板a内侧的气流孔处，气流挡板b的外径大于气流孔内径并小于上穿孔的内径。
进一步的，所述气流挡板b的底部还固定连接有导向柱，且导向柱上套装有复位弹簧并固定连接有导向块，导向块活动穿插在气道中，导向块的外端设有三组扇形缺口。
进一步的，所述支撑加固结构包括有t型管、支撑板、缓冲柱，所述t型管的两端通过缓冲柱分别连接有支撑板，支撑板分别支撑在叶片a与叶片b上，缓冲柱滑动卡装在t型管两端的管套内，且t型管两端的管套内还安装有缓冲弹簧。
进一步的，所述t型管的另一端插入到外连接筒内部外端的台阶插孔，且连接螺栓穿过t型管并拧入到外连接筒内部内侧的连接螺纹上。
本发明至少包括以下有益效果：
1、本发明中涡轮总成采用上涡轮、中间涡轮以及下涡轮连接而成，便于对涡轮总成进行拆卸与维护。
2、本发明通过在中间穿柱的顶端安装气流挡板b，在涡轮总成转速较高时，气流推动气流挡板b向内挤压复位弹簧，使导向块在气道内向内滑动，从而使气流顺着气流挡板a中间的气流孔流向气道并通过扰流管流出，进而增加涡轮总成周围的气流，提高涡轮总成的转速。
3、本发明通过设置支撑加固结构，通过将t型管插入到外连接筒内并通过连接螺栓连接锁位，使两组支撑板分别贴合到叶片a与叶片b的后端侧，对叶片a与叶片b进行支撑，提高叶片整体的强度，同时使支撑板能够在缓冲柱与缓冲的作用下紧贴到叶片a与叶片b上并能够在缓冲弹簧的作用下小幅度调节，避免叶片a与叶片b之间硬性弯折。
附图说明
图1是本发明的结构示意图。
图2是本发明图1中a处放大结构示意图。
图3是本发明图1中侧仰结构示意图。
图4是本发明图1中一组连接螺栓拧出后的结构示意图。
图5是本发明图4中b处放大结构示意图。
图6是本发明图4中支撑加固结构拆下后以及上涡轮向上拆下时的结构示意图。
图7是本发明中支撑加固结构的结构示意图。
图8是本发明中上涡轮的结构示意图。
图9是本发明图6中中间涡轮向上拆下以及导向块从气道中抽出时的结构示意图。
图10是本发明中中间涡轮的结构示意图。
图11是本发明中下涡轮与中间穿柱固定连接的结构示意图。
图12是本发明图11中另一视角结构示意图。
图13是本发明气流挡板b与导向柱、导向块、复位弹簧的整体结构示意图。
图中，部件名称与附图编号的对应关系为：
1、涡轮总成；101、上涡轮；1011、叶片a；1012、上穿孔；1013、气流挡板a；1014、台阶状螺栓穿孔；1015、限位插柱；1016、外撑块；1017、内六角螺栓；102、中间涡轮；1021、叶片b；1022、中间穿孔；1023、螺纹连接孔a；1024、限位插槽；103、下涡轮；1031、卡槽；1032、叶片卡口；1033、外连接筒；1034、螺纹连接孔b；104、中间穿柱；1041、气道；1042、内螺纹筒；1043、扰流管；2、气流挡板b；201、导向柱；202、导向块；203、复位弹簧；3、支撑加固结构；301、t型管；302、支撑板；303、缓冲柱；304、连接螺栓。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明的实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不能用来限制本发明的范围。
在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“同轴”、“底部”、“一端”、“顶部”、“中部”、“另一端”、“上”、“一侧”、“顶部”、“内”、“前部”、“中央”、“两端”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，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置”、“连接”、“固定”、“旋接”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例：
如附图1至附图13所示：
本发明提供一种基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，包括涡轮总成1，支撑加固结构3；涡轮总成1由上涡轮101、中间涡轮102、下涡轮103以及中间穿柱104连接而成；中间涡轮102卡入到下涡轮103顶侧的卡槽1031内，叶片b1021卡入到叶片卡口1032内，螺纹连接孔a1023分别与螺纹连接孔b1034上下相对，中间穿柱104固定穿插在下涡轮103的中间，且中间穿柱104还通过中间穿孔1022向上穿出中间涡轮102，中间涡轮102的顶端面上还设有限位插槽1024，且上涡轮101底侧的限位插柱1015插入到限位插槽1024中，叶片a1011置于叶片b1021之间，叶片b1021的内端还贴在外撑块1016上，且台阶状螺栓穿孔1014与螺纹连接孔a1023上下相对，上涡轮101、中间涡轮102、下涡轮103之间通过内六角螺栓1017穿入到台阶状螺栓穿孔1014中并依次拧入到螺纹连接孔a1023分别与螺纹连接孔b1034中相连接，下涡轮103的外壁上还连接有十二组外连接筒1033，外连接筒1033的内部外端设有台阶插孔，且外连接筒1033的内部内侧设有连接螺纹，支撑加固结构3分别连接在外连接筒1033上并支撑在叶片a1011与叶片b1021上。
其中，上涡轮101的内侧中间还设有上穿孔1012，上穿孔1012的顶端设有气流挡板a1013，气流挡板a1013的中间设有气流孔，气流孔的外端为弧形状结构，中间穿柱104顶端还插入到上穿孔1012中，中间穿柱104的顶部中间开设有气道1041，气道1041从中间穿柱104的顶端一直开设到内螺纹筒1042的位置并与内螺纹筒1042相通，内螺纹筒1042设有十二组，每相邻三组连接在一起，扰流管1043从下涡轮103的外端穿过并通过螺纹拧入到内螺纹筒1042中，扰流管1043的外端口为弧形结构并朝向涡轮总成1的旋转方向，气道1041的顶端侧还活动安装有气流挡板b2，气流挡板b2贴在气流挡板a1013内侧的气流孔处，气流挡板b2的外径大于气流孔内径并小于上穿孔1012的内径，气流挡板b2的底部还固定连接有导向柱201，且导向柱201上套装有复位弹簧203并固定连接有导向块202，导向块202活动穿插在气道1041中，导向块202的外端设有三组扇形缺口，在涡轮总成1转速较高时，气流推动气流挡板b201向内挤压复位弹簧203，通过导向柱201带动导向块202在气道1041内向内滑动，使气流顺着气流挡板a1013中间的气流孔流向气道1041并通过导向块202外侧的三组扇形缺口流向扰流管1043处，并顺着扰流管1043的末端流出，进而增加涡轮总成1周围的气流，提高涡轮总成1的转速。
其中，支撑加固结构3包括有t型管301、支撑板302、缓冲柱303，t型管301的两端通过缓冲柱303分别连接有支撑板302，支撑板302分别支撑在叶片a1011与叶片b1021上，缓冲柱303滑动卡装在t型管301两端的管套内，且t型管301两端的管套内还安装有缓冲弹簧，t型管301的另一端插入到外连接筒1033内部外端的台阶插孔，且连接螺栓304穿过t型管301并拧入到外连接筒1033内部内侧的连接螺纹上，通过将t型管301插入到外连接筒1033内并通过连接螺栓304连接锁位，使两组支撑板302分别贴合到叶片a1011与叶片b1021的后端侧，对叶片a1011与叶片b1021进行支撑，提高叶片整体的强度，同时使支撑板302能够在缓冲柱303与缓冲的作用下紧贴到叶片a1011与叶片b1021上并能够在缓冲弹簧的作用下小幅度调节，避免叶片a1011与叶片b1021之间硬性弯折。
本实施例的具体使用方式与作用：
本发明中，将中间涡轮102卡入到下涡轮103顶侧的卡槽1031内，叶片b1021卡入到叶片卡口1032内，并使螺纹连接孔a1023分别与螺纹连接孔b1034上下相对，然后将上涡轮101底侧的限位插柱1015插入到限位插槽1024中，使叶片a1011置于叶片b1021之间，叶片b1021的内端贴在外撑块1016上，并使台阶状螺栓穿孔1014与螺纹连接孔a1023上下相对，通过内六角螺栓1017穿入到台阶状螺栓穿孔1014中并依次拧入到螺纹连接孔a1023分别与螺纹连接孔b1034中连接，通过将t型管301插入到外连接筒1033内并通过连接螺栓304连接锁位，使两组支撑板302分别贴合到叶片a1011与叶片b1021的后端侧，对叶片a1011与叶片b1021进行支撑，提高叶片整体的强度，同时使支撑板302能够在缓冲柱303与缓冲的作用下紧贴到叶片a1011与叶片b1021上并能够在缓冲弹簧的作用下小幅度调节，避免叶片a1011与叶片b1021之间硬性弯折，在涡轮总成1转速较高时，气流推动气流挡板b201向内挤压复位弹簧203，通过导向柱201带动导向块202在气道1041内向内滑动，使气流顺着气流挡板a1013中间的气流孔流向气道1041并通过导向块202外侧的三组扇形缺口流向扰流管1043处，并顺着扰流管1043的末端流出，进而增加涡轮总成1周围的气流，提高涡轮总成1的转速。
本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。
本发明的实施例是为了示例和描述起见而给出的，而并不是无遗漏的或者将本发明限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显而易见的。选择和描述实施例是为了更好说明本发明的原理和实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本发明从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。
1.一种基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：包括涡轮总成(1)，支撑加固结构(3)；所述涡轮总成(1)由上涡轮(101)、中间涡轮(102)、下涡轮(103)以及中间穿柱(104)连接而成；所述中间涡轮(102)卡入到下涡轮(103)顶侧的卡槽(1031)内，叶片b(1021)卡入到叶片卡口(1032)内，螺纹连接孔a(1023)分别与螺纹连接孔b(1034)上下相对，所述中间穿柱(104)固定穿插在下涡轮(103)的中间，且中间穿柱(104)还通过中间穿孔(1022)向上穿出中间涡轮(102)，所述中间涡轮(102)的顶端面上还设有限位插槽(1024)，且上涡轮(101)底侧的限位插柱(1015)插入到限位插槽(1024)中，叶片a(1011)置于叶片b(1021)之间，叶片b(1021)的内端还贴在外撑块(1016)上，且台阶状螺栓穿孔(1014)与螺纹连接孔a(1023)上下相对，所述上涡轮(101)、中间涡轮(102)、下涡轮(103)之间通过内六角螺栓(1017)穿入到台阶状螺栓穿孔(1014)中并依次拧入到螺纹连接孔a(1023)分别与螺纹连接孔b(1034)中相连接，所述下涡轮(103)的外壁上还连接有十二组外连接筒(1033)，外连接筒(1033)的内部外端设有台阶插孔，且外连接筒(1033)的内部内侧设有连接螺纹，所述支撑加固结构(3)分别连接在外连接筒(1033)上并支撑在叶片a(1011)与叶片b(1021)上。
2.如权利要求1所述基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：所述上涡轮(101)的内侧中间还设有上穿孔(1012)，上穿孔(1012)的顶端设有气流挡板a(1013)，气流挡板a(1013)的中间设有气流孔，气流孔的外端为弧形状结构。
3.如权利要求1所述基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：所述中间穿柱(104)顶端还插入到上穿孔(1012)中，中间穿柱(104)的顶部中间开设有气道(1041)，气道(1041)从中间穿柱(104)的顶端一直开设到内螺纹筒(1042)的位置并与内螺纹筒(1042)相通。
4.如权利要求3所述基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：所述内螺纹筒(1042)设有十二组，每相邻三组连接在一起，扰流管(1043)从下涡轮(103)的外端穿过并通过螺纹拧入到内螺纹筒(1042)中，扰流管(1043)的外端口为弧形结构并朝向涡轮总成(1)的旋转方向。
5.如权利要求3所述基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：所述气道(1041)的顶端侧还活动安装有气流挡板b(2)，气流挡板b(2)贴在气流挡板a(1013)内侧的气流孔处，气流挡板b(2)的外径大于气流孔内径并小于上穿孔(1012)的内径。
6.如权利要求5所述基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：所述气流挡板b(2)的底部还固定连接有导向柱(201)，且导向柱(201)上套装有复位弹簧(203)并固定连接有导向块(202)，导向块(202)活动穿插在气道(1041)中，导向块(202)的外端设有三组扇形缺口。
7.如权利要求1所述基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：所述支撑加固结构(3)包括有t型管(301)、支撑板(302)、缓冲柱(303)，所述t型管(301)的两端通过缓冲柱(303)分别连接有支撑板(302)，支撑板(302)分别支撑在叶片a(1011)与叶片b(1021)上，缓冲柱(303)滑动卡装在t型管(301)两端的管套内，且t型管(301)两端的管套内还安装有缓冲弹簧。
8.如权利要求7所述基于航空发动机具备扰流结构的涡轮叶片，其特征在于：所述t型管(301)的另一端插入到外连接筒(1033)内部外端的台阶插孔，且连接螺栓(304)穿过t型管(301)并拧入到外连接筒(1033)内部内侧的连接螺纹上。
技术总结