飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具制造技术

本发明专利技术涉及焊接夹具技术领域，尤其涉及一种飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，包括用于抵触出口喷嘴端面的底座，底座的中部竖直设置有中心轴，中心轴外套接有用于限定出口喷嘴内圆的导柱、支撑板，支撑板上侧设置有喷嘴连接环膨胀管，喷嘴连接环固定装置包括两个相互分离的半环形胀形块，喷嘴连接环膨胀管套接于中心轴外，喷嘴连接环膨胀管中部设置有锥形槽，喷嘴连接环膨胀管上方设置有用于将两个胀形块向两侧分离的压杆，压杆套接于中心轴外，压杆的上端设置有紧固螺母，紧固螺母与中心轴螺纹连接，本发明专利技术结构科学，通过两个胀形块水平向外分离卡住喷嘴连接环，固定牢靠，保证了焊接质量。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及焊接夹具
，特别是涉及一种飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具。
技术介绍
在航空领域中，涡轮增压技术已经应用了一百多年，涡轮主要由涡轮增压器和废气涡轮组成，涡轮增压器和废气涡轮通过两端连接有叶轮的转轴进行连接，当发动机燃烧仓的燃料进行充分燃烧后产生高压高温的废气，废气进入废气涡轮推动废气涡轮内的叶轮转动，从而带动涡轮增压器内的叶轮，涡轮增压器内的叶轮高速旋转产生很大的负压，将外界的空气吸入涡轮增压器中进行压缩，得到高温高压的空气，高温高压的空气进入发动机燃烧仓进行燃烧，如此循环，周而复始。科技人员提出了一种新的涡轮增压器，见附图1，其主要包括如下组件：涡轮增压器本体，该本体包括涡轮壳体01，涡轮壳体01内设可容纳叶轮的空腔，涡轮壳体01的下方开口处设有喷嘴连接环02，喷嘴连接环02的下方设有出口喷嘴03，出口喷嘴03通过防冰气壳体与涡轮壳体01相连，涡轮壳体01的另一端设置有法兰04。传统的涡轮增压器由于需要承受长时间的高温和高压的环境大多采用铸铁进行锻造，但是整体进行铸铁锻造工艺复杂，合格率低，为了克服上述问题，科技人员试图用铝质板材代替铸铁进行锻造，降低产品的重量，其工艺采用焊接连接，但是在实际应用过程中发现，铝板焊接容易变形，最后得到的尺寸大为收缩。根据工艺要求，需要保证喷嘴连接环02、出口喷嘴03、涡轮壳体01的法兰三个零件同心度不大于0.04，以及喷嘴连接环02侧面至涡轮壳体01的法兰的距离误差小于0.1mm，在实际焊接过程中难以保证，，严重影响产品质量。
技术实现思路
本专利技术的目的在于针对现有技术的不足，而提供一种飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，其结构科学，通过两个胀形块水平向外分离卡住喷嘴连接环，固定牢靠，保证了焊接质量。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是：一种飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，其包括用于抵触出口喷嘴端面的底座，所述底座的中部竖直设置有中心轴，所述中心轴外套接有用于限定出口喷嘴内圆的导柱、支撑板，所述支撑板上侧设置有喷嘴连接环膨胀管，所述喷嘴连接环固定装置包括两个相互分离的半环形胀形块，所述喷嘴连接环膨胀管套接于所述中心轴外，所述喷嘴连接环膨胀管中部设置有锥形槽，所述喷嘴连接环膨胀管上方设置有用于将所述两个胀形块向两侧分离的压杆，所述压杆套接于所述中心轴外，所述压杆的上端设置有紧固螺母，所述紧固螺母与所述中心轴螺纹连接。进一步的，所述导柱的外径与所述出口喷嘴的内径相等。进一步的，所述胀形块底部设置有用于伸入喷嘴连接环中部的环形凹槽的第一凸缘。进一步的，所述第一凸缘的厚度小于所述环形凹槽的宽度。进一步的，所述压杆下行至最低位置时，所述胀形块第一凸缘抵触所述环形凹槽的底部。进一步的，所述胀形块顶部设置有用于限定所述喷嘴连接环端部圆孔内圆的第二凸缘。进一步的，所述胀形块靠近所述中心轴的一侧设置有用于构成所述锥形槽一半的斜孔，所述斜孔上侧设置有用于为所述压杆导向的直孔。本专利技术的有益效果是：一种飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，其包括用于抵触出口喷嘴端面的底座，所述底座的中部竖直设置有中心轴，所述中心轴外套接有用于限定出口喷嘴内圆的导柱、支撑板，所述支撑板上侧设置有喷嘴连接环膨胀管，所述喷嘴连接环固定装置包括两个相互分离的半环形胀形块，所述喷嘴连接环膨胀管套接于所述中心轴外，所述喷嘴连接环膨胀管中部设置有锥形槽，所述喷嘴连接环膨胀管上方设置有用于将所述两个胀形块向两侧分离的压杆，所述压杆套接于所述中心轴外，所述压杆的上端设置有紧固螺母，所述紧固螺母与所述中心轴螺纹连接，本专利技术结构科学，通过两个胀形块水平向外分离卡住喷嘴连接环，固定牢靠，保证了焊接质量。附图说明图1是本专利技术加工的飞机涡轮蜗壳的结构示意图。图2是本专利技术的飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具。图3是图2中胀形块的结构示意图。附图标记说明：1——中心轴2——底座3——导柱4——支撑板5——胀形块51——第一凸缘52——第二凸缘53——斜孔54——直孔6——压杆7——紧固螺母。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细的说明，并不是把本专利技术的实施范围限制于此。如图2、图3所示，本实施例的飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，其包括用于抵触出口喷嘴端面的底座2，所述底座2的中部竖直设置有中心轴1，所述中心轴1外套接有用于限定出口喷嘴内圆的导柱3、支撑板4，所述支撑板4上侧设置有喷嘴连接环膨胀管，所述喷嘴连接环固定装置包括两个相互分离的半环形胀形块5，所述喷嘴连接环膨胀管套接于所述中心轴1外，所述喷嘴连接环膨胀管中部设置有锥形槽，所述喷嘴连接环膨胀管上方设置有用于将所述两个胀形块5向两侧分离的压杆6，所述压杆6套接于所述中心轴1外，所述压杆6的上端设置有紧固螺母7，所述紧固螺母7与所述中心轴1螺纹连接，使用时，将飞机涡轮蜗壳的出口喷嘴向下放置在底座2上，出口喷嘴套接于导柱3外，再将喷嘴连接环从上方放入涡轮蜗壳中，喷嘴连接环套接于所述喷嘴连接环膨胀管外，当拧紧紧固螺母7时，紧固螺母7向下运动，推动压杆6也向下运动，由于支撑板4向上支撑胀形块5，胀形块5在压杆6的作用下沿水平方向向外运动，从而将喷嘴连接环固定使其无法移动，然后从上方将喷嘴连接环与涡轮蜗壳焊接在一起，该专利技术结构科学，通过两个胀形块5水平向外分离卡住喷嘴连接环，固定牢靠，保证了焊接质量。进一步的，所述导柱3的外径与所述出口喷嘴的内径相等，可以限制涡轮蜗壳水平方向的位移，从而保证出口喷嘴、喷嘴连接环的同心度。进一步的，所述胀形块5底部设置有用于伸入喷嘴连接环中部的环形凹槽的第一凸缘51，该环形凹槽的直径大，而其他部分的直径小，通过水平向外移动的第一凸缘51可以伸入该环形凹槽中，进而通过该环形凹槽固定喷嘴连接环。进一步的，所述第一凸缘51的厚度小于所述环形凹槽的宽度，避免第一凸缘51卡在该环形凹槽中。进一步的，所述压杆6下行至最低位置时，所述胀形块5第一凸缘51抵触所述环形凹槽的底部，即沿直径方向抵触抵触该环形凹槽，从而卡紧喷嘴连接环。进一步的，所述胀形块5顶部设置有用于限定所述喷嘴连接环端部圆孔内圆的第二凸缘52。进一步的，所述胀形块5靠近所述中心轴1的一侧设置有用于构成所述锥形槽一半的斜孔53，所述斜孔53上侧设置有用于为所述压杆6导向的直孔54。最后应当说明的是，以上实施例仅用以说明本专利技术的技术方案，而非对本专利技术保护范围的限制，尽管参照较佳实施例对本专利技术作了详细地说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本专利技术的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本专利技术技术方案的实质和范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，其特征在于：包括用于抵触出口喷嘴端面的底座（2），所述底座（2）的中部竖直设置有中心轴（1），所述中心轴（1）外套接有用于限定出口喷嘴内圆的导柱（3）、支撑板（4），所述支撑板（4）上侧设置有喷嘴连接环膨胀管，所述喷嘴连接环固定装置包括两个相互分离的半环形胀形块（5），所述喷嘴连接环膨胀管套接于所述中心轴（1）外，所述喷嘴连接环膨胀管中部设置有锥形槽，所述喷嘴连接环膨胀管上方设置有用于将所述两个胀形块（5）向两侧分离的压杆（6），所述压杆（6）套接于所述中心轴（1）外，所述压杆（6）的上端设置有紧固螺母（7），所述紧固螺母（7）与所述中心轴（1）螺纹连接。

【技术特征摘要】
1.飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，其特征在于：包括用于抵触出口喷嘴端面的底座（2），所述底座（2）的中部竖直设置有中心轴（1），所述中心轴（1）外套接有用于限定出口喷嘴内圆的导柱（3）、支撑板（4），所述支撑板（4）上侧设置有喷嘴连接环膨胀管，所述喷嘴连接环固定装置包括两个相互分离的半环形胀形块（5），所述喷嘴连接环膨胀管套接于所述中心轴（1）外，所述喷嘴连接环膨胀管中部设置有锥形槽，所述喷嘴连接环膨胀管上方设置有用于将所述两个胀形块（5）向两侧分离的压杆（6），所述压杆（6）套接于所述中心轴（1）外，所述压杆（6）的上端设置有紧固螺母（7），所述紧固螺母（7）与所述中心轴（1）螺纹连接。2.根据权利要求1所述的飞机涡轮蜗壳喷嘴连接环焊接夹具，其特征在于：所述导柱（3）的外径与所述出口喷嘴的内径相等。3.根据权利要求1所述的飞机涡轮蜗壳喷...

【专利技术属性】
技术研发人员：何伟，黄成进，周欣，
申请(专利权)人：襄阳三鹏航空科技有限公司，
类型：发明
国别省市：湖北;42