一种小型涡轮进气结构及加工方法技术

本发明专利技术涉及涡轮进气结构，具体涉及一种小型涡轮进气结构及加工方法，用于解决现有小型涡轮进气结构采用铸造加工会存在叶型偏差大，表面光洁度差等问题；此外，单独铸造的涡轮静子需要和壳体进行多处焊接，致使静子叶片容易出现较大程度变形，影响涡轮进气流通面积，并导致涡轮效率明显下降的不足之处。该小型涡轮进气结构包括进口导流段、渐缩环流段、涡轮静子叶片；所述进口导流段包括依次连接的垂直导流段和渐变导流段，所述垂直导流段的外周设置有进口法兰；所述垂直导流段、渐变导流段、渐缩环流段、涡轮静子叶片依次连接形成过流通道为变截面的涡轮进气结构。同时，本发明专利技术还提供一种用于加工上述小型涡轮进气结构的加工方法。种用于加工上述小型涡轮进气结构的加工方法。种用于加工上述小型涡轮进气结构的加工方法。

【技术实现步骤摘要】
一种小型涡轮进气结构及加工方法


[0001]本专利技术涉及涡轮进气结构，具体涉及一种小型涡轮进气结构及加工方法。

技术介绍

[0002]火箭发动机涡轮进气结构比较复杂，涉及涡轮静子、进气管、导流结构等多个零组件，受生产工艺限制，一般采用各零组件单独生产，再焊接组成涡轮进气结构。其中静子叶片通常采用三维扭曲设计，叶片呈现三维空间特性，传统工艺只能通过铸造加工。受到铸造工艺的限制，往往会出现叶型偏差大，表面光洁度差等问题。此外，单独铸造的涡轮静子需要和壳体进行多处焊接，致使静子叶片容易出现较大程度变形，影响涡轮进气流通面积，并导致涡轮效率下降。
[0003]上述问题在小型涡轮进气结构中表现更为突出，小型涡轮进气结构焊接时，由于静子结构尺寸小，焊接产生的热变形对其叶型和流通面积具有非常大的影响。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是解决现有小型涡轮进气结构采用铸造加工会存在叶型偏差大，表面光洁度差等问题；此外，单独铸造的涡轮静子需要和壳体进行多处焊接，致使静子叶片容易出现较大程度变形，影响涡轮进气流通面积，并导致涡轮效率明显下降的不足之处，而提供一种小型涡轮进气结构及加工方法。
[0005]为了解决上述现有技术所存在的不足之处，本专利技术提供了如下技术解决方案：
[0006]一种小型涡轮进气结构，其特殊之处在于：包括进口导流段、渐缩环流段、涡轮静子叶片；
[0007]所述进口导流段包括依次连接的垂直导流段和渐变导流段，所述垂直导流段的外周设置有进口法兰，渐变导流段内壁为收缩曲面；
[0008]所述渐缩环流段包括下壁面、上壁面，以及下壁面和上壁面围成的环流段空腔，环流段空腔为回转体结构，所述上壁面设置在下壁面的外围；
[0009]所述下壁面包括半个椭圆形成的回转面，所述回转面的长轴a为垂直导流段内腔直径D的1.1～1.2倍，短轴b＝0.73～0.75a，所述长轴a与所述短轴b的交点位于所述进口导流段的出口端面的延长线上；
[0010]所述垂直导流段、渐变导流段、渐缩环流段、涡轮静子叶片依次连接形成过流通道为变截面的涡轮进气结构。
[0011]进一步地，所述进口法兰的外径D1是垂直导流段内腔直径D的1.75～1.85倍；
[0012]所述进口法兰的外缘厚度t与垂直导流段的长度L1相等；
[0013]所述进口法兰上端面与垂直导流段的轴线夹角为90
°
；
[0014]所述进口法兰外缘壁面与上端面夹角为90
°
；
[0015]所述进口法兰下壁面与外缘壁面夹角为100～110
°
。
[0016]进一步地，所述垂直导流段的长度L1是垂直导流段内腔直径D的0.2～0.24倍；所
述垂直导流段的壁厚是垂直导流段内腔直径D的0.1～0.11倍。
[0017]进一步地，所述渐变导流段的内腔上端与所述垂直导流段内腔连接，内腔下端与环流段空腔相切连接，其垂直高度L2为垂直导流段内腔直径D的0.75～1.15倍；
[0018]所述渐变导流段的内壁由第一曲面和第二曲面构成，所述第一曲面由长度L9＝0.23～0.26D的第一直线段和曲率半径R1＝0.58～0.62D的第一弧线段组成；所述第二曲面由曲率半径R2＝1.15～1.17D的第二弧线段构成；所述第一曲面和第二曲面光滑过渡连接，渐变导流段的内壁面和外壁面之间形成厚度为0.1～0.11D的第二腔壁。
[0019]进一步地，所述的环流段空腔为旋转空腔，其外环面和内环面在出口端保持同心，外环面出口端直径D3＝2.1～2.4D，内环面出口端直径D4＝0.58～0.6D，内环面与外环面在出口端形成宽度D5＝(D3‑
D4)/2的环形内腔；
[0020]所述内环面在轴线方向的总长度L4＝1.18～1.20D，出口端第三等径段长度L5＝0.39～0.42L4，并与所述外环面在远离出口的一端以曲率半径为R3＝R2的第三曲面段连接，连接的过渡圆角r1＝0.05～0.06R3，所述第三等径段与所述第三曲面段构成所述内环面；
[0021]所述外环面在轴线方向的总长度L6＝L4，靠近所述过渡圆角的第四等径段长度L7＝0.5～0.55L6，并在出口端以曲率半径R4＝0.52～0.54R3的第四曲面段过渡至水平，所述第四等径段和所述第四曲面段构成所述外环面；
[0022]所述外环面与所述上壁面形成厚度与第二腔壁相等的第三腔壁，所述内环面的第三曲面段与外壁之间形成厚度与第二腔壁相等的第四腔壁，所述第三腔壁和所述第四腔壁均与所述第二腔壁连接。
[0023]进一步地，所述回转面与所述内环面形成的腔壁与所述第四腔壁相接。
[0024]进一步地，所述涡轮静子叶片位于所述环形内腔内，所述涡轮静子叶片在进口导流段出口端面垂直方向上的厚度τ1＝2.0～3.0d1，涡轮静子叶片弦线与进口导流段出口端面之间的夹角α4＝35～40
°
，其中d1为3D打印设备最小铺粉层厚度。
[0025]进一步地，还包括设置在上壁面外的多个加强筋。
[0026]进一步地，所述加强筋沿圆周均匀分布于所述第二腔壁、第三腔壁及第四腔壁上；所述加强筋厚度为垂直导流段内腔直径D的0.09～0.1倍，与所述第四腔壁连接时的最大高度为加强筋厚度的3.2～3.5倍，与所述第三腔壁连接时的高度为加强筋厚度的1.2～1.5倍，所述加强筋在连接尾部的高度按照线性变化。
[0027]同时，本专利技术还提供一种上述小型涡轮进气结构的加工方法，其特殊之处在于，用于加工上述一种小型涡轮进气结构，包括以下步骤：
[0028]步骤(1)、根据小型涡轮进气结构的具体参数要求，设计用于3D打印的小型涡轮进气结构及强度支撑件的三维立体图：
[0029]将进口导流段的出口端面水平放置；所述强度支撑件包括位于所述下壁面下方的壳体支撑、位于涡轮静子叶片间的叶片支撑，以及位于壳体支撑和叶片支撑下方的底层支撑；
[0030]所述的壳体支撑垂直于所述回转面的短轴b，并且在长轴a与短轴b交点的0.1～0.8b的范围内分布，壳体支撑的最大长度d等于所述回转面的长轴a，壳体支撑之间的间隙Δt＝0.1b；所述壳体支撑在截面上呈现为等边三角形，所述三角形边长最大值c
max
＝1.0～1.5d1，c的取值由所述壳体支撑的中间段向端头段逐渐减小,其中d1为3D打印设备最小铺粉
层厚度；
[0031]所述叶片支撑沿涡轮静子叶片的凸面分布，其结构为由边长c2＝1.0～1.2d1的正方形构成的网状结构，分布范围为L9＝0.3～0.45l，其中l为涡轮静子叶片的弦长；
[0032]步骤(2)、将步骤(1)所得三维立体图输入3D打印设备，使用3D打印设备制备小型涡轮进气结构及强度支撑件；
[0033]步骤(3)、在完成打印后去除强度支撑件并打磨壁面，即得到所述小型涡轮进气结构。
[0034]与现有技术相比，本本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种小型涡轮进气结构，其特征在于：包括进口导流段(1)、渐缩环流段(2)、涡轮静子叶片(4)；所述进口导流段(1)包括依次连接的垂直导流段(14)和渐变导流段(12)，所述垂直导流段(14)的外周设置有进口法兰(13)，渐变导流段(12)内壁为收缩曲面；所述渐缩环流段(2)包括下壁面(24)、上壁面(23)，以及下壁面(24)和上壁面(23)围成的环流段空腔(21)，环流段空腔(21)为回转体结构，所述上壁面(23)设置在下壁面(24)的外围；所述下壁面(24)包括半个椭圆形成的回转面，所述回转面的长轴a为垂直导流段(14)内腔直径D的1.1～1.2倍，短轴b＝0.73～0.75a，所述长轴a与所述短轴b的交点位于所述进口导流段(1)的出口端面的延长线上；所述垂直导流段(14)、渐变导流段(12)、渐缩环流段(2)、涡轮静子叶片(4)依次连接形成过流通道为变截面的涡轮进气结构。2.根据权利要求1所述的一种小型涡轮进气结构，其特征在于：所述进口法兰(13)的外径D1是垂直导流段(14)内腔直径D的1.75～1.85倍；所述进口法兰(13)的外缘厚度t与垂直导流段(14)的长度L1相等；所述进口法兰(13)上端面与垂直导流段(14)的轴线夹角为90
°
；所述进口法兰(13)外缘壁面与上端面夹角为90
°
；所述进口法兰(13)下壁面与外缘壁面夹角为100～110
°
。3.根据权利要求1所述的一种小型涡轮进气结构，其特征在于：所述垂直导流段(14)的长度L1是垂直导流段(14)内腔直径D的0.2～0.24倍；所述垂直导流段(14)的壁厚是垂直导流段(14)内腔直径D的0.1～0.11倍。4.根据权利要求1所述的一种小型涡轮进气结构，其特征在于：所述渐变导流段(12)的内腔上端与所述垂直导流段(14)内腔连接，内腔下端与环流段空腔(21)相切连接，其垂直高度L2为垂直导流段(14)内腔直径D的0.75～1.15倍；所述渐变导流段(12)的内壁由第一曲面(121)和第二曲面(122)构成，所述第一曲面(121)由长度L9＝0.23～0.26D的第一直线段和曲率半径R1＝0.58～0.62D的第一弧线段组成；所述第二曲面(122)由曲率半径R2＝1.15～1.17D的第二弧线段构成；所述第一曲面(121)和第二曲面(122)光滑过渡连接，渐变导流段(12)的内壁面和外壁面之间形成厚度为0.1～0.11D的第二腔壁。5.根据权利要求4所述的一种小型涡轮进气结构，其特征在于：所述的环流段空腔(21)为旋转空腔，其外环面和内环面在出口端保持同心，外环面出口端直径D3＝2.1～2.4D，内环面出口端直径D4＝0.58～0.6D，内环面与外环面在出口端形成宽度D5＝(D3‑
D4)/2的环形内腔(22)；所述内环面在轴线方向的总长度L4＝1.18～1.20D，出口端第三等径段长度L5＝0.39～0.42L4，并与所述外环面在远离出口的一端以曲率半径为R3＝R2的第三曲面段连接，连接的过渡圆角r1＝0.05～0.06R3，所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：王晓峰，卢鑫，毛凯，袁伟为，李昌奂，黄锡龙，张鹏飞，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：