一种航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法组成比例

本发明专利技术涉及一种航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法，该航空涡轮起动机离心叶轮组件包括叶轮，叶轮的两端平行且同轴心设置进气边、排气边，进气边与排气边之间设置轴孔，进气边与排气边之间设置多个主叶片，相邻的主叶片之间设置分流叶片，分流叶片的尾缘切角设置，即分流叶片尾端的直角部切除，以使分流叶片的出气端形成倾斜延伸面，切角结构能改变叶轮的振动频率，避免工作时其它零件对离心叶轮组件的激振。

【技术实现步骤摘要】
一种航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法
本专利技术涉及航空涡轮起动机离心叶轮组件优化
，特别是一种航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法。
技术介绍
从航空燃气涡轮起动机诞生到如今飞速地发展，几乎在所有的起动机研制和使用过程中，都发生过振动问题。离心叶轮组件是起动机中重要的转子件之一，其自身的振动问题必须引起足够的重视。现有技术中，航空涡轮起动机离心叶轮组件的结构如图1所示，包括平行且同轴心设置的进气边14和排气边15，进气边14和排气边15之间设置轴孔10，进气边14与排气边15之间设置多个流线型的主叶片11，相邻的主叶片11之间设置分流叶片12，如图2所示，其中分流叶片12的出气端设置直角部16，即分流叶片的外子午面17和轴向延伸面18之间形成近似于直角的直角部16，上述结构的离心叶轮组件在研制和使用过程中，都发生过振动问题，离心叶轮组件是起动机中重要的转子件之一，其自身的振动问题必须引起足够的重视。因此，优化离心叶轮组件结构、减少振动、提高零件的可靠性是燃气涡轮起动机的重要发展方向。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种结构简单、避免振动的航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法。为解决上述技术问题，本专利技术提供的航空涡轮起动机离心叶轮组件，包括叶轮，叶轮的两端平行且同轴心设置进气边、排气边，进气边与排气边之间设置轴孔，进气边与排气边之间设置多个主叶片，相邻的主叶片之间设置分流叶片，分流叶片的尾缘切角设置，即分流叶片尾端的直角部切除，以使分流叶片的出气端形成倾斜延伸面，切角结构能改变叶轮的振动频率，避免工作时其它零件对离心叶轮组件的激振。进一步，切角的角度为30°至45°，即倾斜延伸面与排气边径向之间的夹角为45°至60°。进一步，航空涡轮起动机离心叶轮组件还包括衬套和螺母，衬套与轴孔过盈配合，衬套的前端设置与螺母螺纹配合的轴螺纹，置于进气边上的轴孔的前端的边缘设置与螺母相适配的沉台，以使衬套的前端伸入轴孔后由螺母与轴螺纹进行螺纹连接。进一步，航空涡轮起动机离心叶轮组件还包括销钉，螺母和沉台上设置多个与销钉相适配的销钉孔，螺母与衬套螺纹连接后由销钉对螺母和进气边进行定位连接。进一步，所述衬套的尾端外壁设置多个篦齿，所述衬套的尾端内壁设置内花键，所述轴孔的尾端的外围设置环形凸台。进一步，航空涡轮起动机离心叶轮组件还包括连接销，所述轴孔的尾端的外围设置与连接销相适配的定位销孔，衬套的尾端设置与连接销相适配的插孔，以使衬套与螺母螺纹连接后，衬套的尾端由连接销与排气边进行定位连接。上述航空涡轮起动机离心叶轮组件的装配方法，包括如下步骤：A、按照尺寸要求加工出叶轮、销钉、衬套、螺母和连接销，其中衬套和轴孔过盈0.07至0.107mm配合，销钉与销钉孔过盈0.008至0.032mm配合，连接销与定位销孔、插孔过盈0.008至0.032mm配合。B、将叶轮加热到不低于160℃，并保温不少于30分钟，将衬套冷却到不高于-70℃，并保温不少于60分钟；加热和冷却应在装配夹具上进行，然后把衬套压入到叶轮的轴孔中，空冷至常温，将夹具松开。C、把螺母用力矩扳手旋紧在衬套的前端，并将销钉装入销钉孔，将连接销装入定位销孔和插孔，对衬套和叶轮进行定位，并保证螺母端面与进气边的端面齐平。D、对装配后的离心叶轮组件进行动平衡，动平衡时可以在用砂轮在环形凸台处进行打磨，直至动平衡满足要求。进一步，所述步骤C中，销钉和连接销装配后采用滚边工艺进行处理，避免销钉和连接销脱落。专利技术的技术效果：（1）本专利技术的航空涡轮起动机离心叶轮组件，相对于现有技术，该离心叶轮组件的分流叶片尾缘进行切角的优化结构设计，可以避免离心叶轮组件自身及工作时相关结构引起的激振，改变了离心叶轮组件自身的振动频率，有效的改变共振转速，进而改善和提高离心叶轮组件自身的可靠性及使用寿命；（2）螺母通过螺纹与衬套相连，并通过销钉固定螺母，减少径向窜动，叶轮与衬套之间通过过盈量保证，同时叶轮后端面用两个连接销将叶轮与衬套固定，防止由于工作时叶轮内径变形不能满足两者之间的过盈量要求；（3）环形凸台的设置，可确保装配后的离心叶轮组件通过动平衡测试；（4）衬套和轴孔、销钉和和销钉孔之间采用过盈配合，并采用热装和冷装相结合，可方便的对衬套和轴孔、销钉和和销钉孔实现装配，确保装配精度。附图说明下面结合说明书附图对本专利技术作进一步详细说明：图1是现有技术中航空涡轮起动机离心叶轮组件的立体结构示意图；图2是图1中A区域的局部放大示意图；图3是本专利技术航空涡轮起动机离心叶轮组件的轴向结构示意图；图4是本专利技术航空涡轮起动机离心叶轮组件的另一角度的结构示意图；图5是本专利技术航空涡轮起动机离心叶轮组件的局部剖面结构示意图；图6是本专利技术航空涡轮起动机离心叶轮组件的立体结构示意图；图7是本专利技术航空涡轮起动机离心叶轮组件的分流叶片尾缘的局部放大示意图。图中：叶轮1，轴孔10，主叶片11，分流叶片12，环形凸台13，进气边14，排气边15，直角部16，外子午面17，轴向延伸面18，倾斜延伸面19，衬套2，篦齿21，内花键22，轴螺纹23，螺母3，销钉4，连接销5。具体实施方式实施例1如图3至图7所示，本实施例的航空涡轮起动机离心叶轮组件，包括叶轮1、衬套2、螺母3，叶轮1的两端平行且同轴心设置进气边14、排气边15，进气边14与排气边15之间设置轴孔，进气边14与排气边15之间设置12个流线型的主叶片11，相邻的两主叶片11之间设置分流叶片12，各分流叶片12的尾缘切角设置，即分流叶片12尾端的直角部16切除，以使分流叶片12的出气端形成倾斜延伸面19，切角的角度为30°，即倾斜延伸面19与排气边径向15之间的夹角为60°，切角结构能改变叶轮1的振动频率，避免工作时其它零件对离心叶轮组件的激振。衬套2与轴孔10过盈配合，衬套2的前端设置与螺母3螺纹配合的轴螺纹23，置于进气边14上的轴孔10的前端的边缘设置与螺母3相适配的沉台，以使衬套2的前端伸入轴孔后由螺母3与轴螺纹23进行螺纹连接。航空涡轮起动机离心叶轮组件还包括2个销钉4，螺母3和沉台上设置2个与销钉4相适配的销钉孔，螺母3与衬套2螺纹连接后由销钉4对螺母3和进气边14进行定位连接。衬套2的尾端外壁设置5节篦齿21，装配时，与相配件一起将离心叶轮组件出口泄漏的气流在5节篦齿21处减速和节流，降低起动机工作时气流损失，提高起动机的工作效率；衬套2的尾端内壁设置内花键22，用于离心叶轮组件与燃气涡轮轴装配后传递扭矩；轴孔10的尾端的外围设置环形凸台13。航空涡轮起动机离心叶轮组件还包括2个连接销5，轴孔10的尾端的外围设置与连接销5相适配的定位销孔，衬套2的尾端设置与连接销5相适配的插孔，以使衬套2与螺母3螺纹连接后，衬套2的尾端由连接销5与排气边15进行定位连接，防止衬套2周向晃动。实施例2...

【技术保护点】
1.一种航空涡轮起动机离心叶轮组件，其特征在于，包括叶轮，叶轮的两端平行且同轴心设置进气边、排气边，进气边与排气边之间设置轴孔，进气边与排气边之间设置多个主叶片，相邻的主叶片之间设置分流叶片，分流叶片的尾缘切角设置，即分流叶片尾端的直角部切除，以使分流叶片的出气端形成倾斜延伸面。/n

【技术特征摘要】
1.一种航空涡轮起动机离心叶轮组件，其特征在于，包括叶轮，叶轮的两端平行且同轴心设置进气边、排气边，进气边与排气边之间设置轴孔，进气边与排气边之间设置多个主叶片，相邻的主叶片之间设置分流叶片，分流叶片的尾缘切角设置，即分流叶片尾端的直角部切除，以使分流叶片的出气端形成倾斜延伸面。


2.根据权利要求1所述的航空涡轮起动机离心叶轮组件，其特征在于，切角的角度为30°至45°，即倾斜延伸面与排气边径向之间的夹角为45°至60°。


3.根据权利要求1或2所述的航空涡轮起动机离心叶轮组件，其特征在于，还包括衬套和螺母，衬套与轴孔过盈配合，衬套的前端设置与螺母螺纹配合的轴螺纹，置于进气边上的轴孔的前端的边缘设置与螺母相适配的沉台，以使衬套的前端伸入轴孔后由螺母与轴螺纹进行螺纹连接。


4.根据权利要求3所述的航空涡轮起动机离心叶轮组件，其特征在于，还包括销钉，螺母和沉台上设置多个与销钉相适配的销钉孔，螺母与衬套螺纹连接后由销钉对螺母和进气边进行定位连接。


5.根据权利要求4所述的航空涡轮起动机离心叶轮组件，其特征在于，所述衬套的尾端外壁设置多个篦齿，所述衬套的尾端内壁设置内花键，所述轴孔的尾端的外围设置环形凸台。


6.根据权利要求5...

【专利技术属性】
技术研发人员：武威，李文凯，刘浩，陈少俊，
申请(专利权)人：中国航发常州兰翔机械有限责任公司，
类型：发明
国别省市：江苏;32