阅读说明：本技术 一种航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法 (Centrifugal impeller assembly of aviation turbine starter and assembly method of centrifugal impeller assembly ) 是由 武威 李文凯 刘浩 陈少俊 于 2020-07-02 设计创作，主要内容包括：本发明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。(The invention relates to an aviation turbine starter centrifugal impeller component and an assembling method thereof, the aviation turbine starter centrifugal impeller component comprises an impeller, two ends of the impeller are parallel and coaxially provided with an air inlet edge and an air outlet edge, an axle hole is arranged between the air inlet edge and the air outlet edge, a plurality of main blades are arranged between the air inlet edge and the air outlet edge, a splitter blade is arranged between adjacent main blades, and the trailing edge of the splitter blade is arranged in a corner cut mode, namely the right-angle part of the tail end of the splitter blade is cut off, so that the air outlet end of the splitter blade forms an inclined extending surface, the corner cut structure can change the vibration frequency of the impeller, and the excitation of other parts to the centrifugal impeller component during working is avoided.)

一种航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法

技术领域

本发明涉及航空涡轮起动机离心叶轮组件优化技术领域，特别是一种航空涡轮起动机离心叶轮组件及其装配方法。

背景技术

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。

发明内容

本发明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，本发明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***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***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。

发明的技术效果：（1）本发明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发明作进一步详细说明：

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是本发明航空涡轮起动机离心叶轮组件的轴向结构示意图；

图4是本发明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是本发明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是本发明航空涡轮起动机离心叶轮组件的立体结构示意图；

图7是本发明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***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***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

在实施例1的基础上，本实施例的航空涡轮起动机离心叶轮组件存在如下变形：离心叶轮组件有十二对主叶片11和切角的分流叶片12，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45°，即倾斜延伸面19与排气边15径向之间的夹角为45°。

实施例3

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1、销钉4、衬套2、螺母3和连接销5，其中衬套2和轴孔10过盈0.07至0.107mm配合，销钉4与销钉孔过盈0.008至0.032mm配合，连接销5与定位销孔、插孔过盈0.008至0.032mm配合。

B、将叶轮1加热到160℃，并保温30分钟，将衬套2冷却到-70℃，并保温60分钟；加热和冷却应在装配夹具上进行，然后把衬套2压入到叶轮1的轴孔10中，空冷至常温，将夹具松开。

C、把螺母3用80N·M的力矩扳手旋紧在衬套2的前端，并将销钉4装入销钉孔，将连接销5装入定位销孔和插孔，对衬套2和叶轮1进行定位，并保证螺母3端面与进气边14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13处进行打磨，直至动平衡满足要求。

在步骤C中，销钉4和连接销5装配后采用滚边工艺进行处理，可避免销钉4和连接销5脱落。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而这些属于本发明的精神所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。