一种带冷却结构的涡轮壳体及加工方法
阅读说明：本技术 一种带冷却结构的涡轮壳体及加工方法 (Turbine shell with cooling structure and machining method ) 是由 金路 许开富 任众 张鹏飞 李惠敏 蒋建园 杨宝锋 于 2021-05-31 设计创作，主要内容包括：本发明属于液体火箭发动机涡轮泵领域,具体涉及一种适用于大推力液体火箭发动机的涡轮壳体,用于解决现有涡轮壳体由于壳体结构壁厚较厚,且质量较大,导致发动机的推重比降低,火箭的运载能力减少,以及较小的焊缝强度造成结构强度缺陷的不足之处。该带冷却结构的涡轮壳体：球壳外壁、球壳内衬、球壳连接段内衬、涡轮入口管外壁上段、涡轮入口管外壁下段、涡轮入口管衬套、锥管内壁、锥管衬套、法兰、涡轮静子、球壳集液环、球壳集液环接头、球壳接管嘴及过渡环。同时,本发明还提出了一种带冷却结构涡轮壳体的加工方法,具有易加工、重量轻、变形小、强度及稳定性高等优点。(The invention belongs to the field of liquid rocket engine turbopumps, and particularly relates to a turbine shell suitable for a high-thrust liquid rocket engine, which is used for solving the defects of the existing turbine shell that the thrust-weight ratio of the engine is reduced, the carrying capacity of a rocket is reduced, and the structural strength defect is caused by lower welding line strength due to thicker shell structure wall and larger mass. This turbine housing with cooling structure: the device comprises a spherical shell outer wall, a spherical shell lining, a spherical shell connecting section lining, a turbine inlet pipe outer wall upper section, a turbine inlet pipe outer wall lower section, a turbine inlet pipe lining, a taper pipe inner wall, a taper pipe lining, a flange, a turbine stator, a spherical shell liquid collecting ring joint, a spherical shell nozzle and a transition ring. Meanwhile, the invention also provides a processing method of the turbine shell with the cooling structure, and the processing method has the advantages of easiness in processing, light weight, small deformation, high strength and stability and the like.)
技术领域
本发明属于液体火箭发动机涡轮泵领域，具体涉及一种适用于大推力液体火箭发动机的涡轮壳体。
背景技术
大推力液体火箭发动机功率大，涡轮入口温度高，使得涡轮壳体承受很大的热应力，产生较大结构变形，不仅会影响涡轮泵转子的稳定工作，还有可能导致结构失效。涡轮泵设计时传统的方法是采用密度相对较大的高温合金，用于适应高温环境，采用相对较厚的壳体结构，用于降低结构应力和减小结构变形，保障涡轮泵转子正常工作；但这种设计方式降低结构热应力的能力较弱，会大幅增大涡轮泵的质量，降低发动机的推重比，减少火箭的运载能力。此外，传统设计的涡轮球壳为回转结构基础上加工涡轮入口管焊接接口，与涡轮入口管通过手工氩弧焊焊接，其优势是容易加工，但用于大推力液体火箭发动机时，其缺点是涡轮球壳与涡轮入口管焊接部位为球壳上应力最大部位，与焊缝强度相对较小形成矛盾，容易形成结构设计固有强度不足的缺陷，降低了发动机的可靠性。
发明内容
本发明的目的是解决现有涡轮壳体由于壳体结构壁厚较厚，且质量较大，导致发动机的推重比降低，火箭的运载能力减少，以及较小的焊缝强度造成结构强度缺陷的不足之处，而提出一种带冷却结构的涡轮壳体及加工方法。
为了解决上述现有技术所存在的不足之处，本发明提供了如下技术解决方案：
一种带冷却结构的涡轮壳体，包括涡轮静子、球壳外壁、涡轮入口管外壁、锥管内壁以及球壳接管嘴，其特殊之处在于：
还包括球壳连接段、球壳内衬、涡轮入口管衬套、锥管衬套以及过渡环；
所述球壳连接段包括设置在球壳外壁和涡轮入口管外壁之间的球壳连接段外壁以及设置在球壳连接段外壁内侧的球壳连接段内衬；所述球壳连接段内衬外表面设置有铣槽结构，所述球壳连接段内衬的铣槽结构与球壳连接段外壁形成第三冷却流道；
所述球壳内衬设置在球壳外壁内侧，且球壳内衬外表面设置有铣槽结构，所述球壳内衬的铣槽结构与球壳外壁形成第二冷却流道；
所述涡轮入口管衬套设置在涡轮入口管外壁内侧，且涡轮入口管衬套外表面设置有铣槽结构，所述涡轮入口管衬套的铣槽结构与涡轮入口管外壁形成第四冷却流道；
所述锥管内壁外表面沿轴向方向设置铣槽结构，所述锥管内壁的铣槽结构与锥管衬套形成第一冷却流道；
所述球壳外壁外侧面设置球壳集液环组件，球壳集液环组件包括球壳集液环(11)和球壳集液环接头(12)，球壳集液环接头(12)与球壳接管嘴(13)的一端固定连接；所述球壳外壁上相应位置设置冷却入口流路；
所述锥管衬套设置有锥管出口流路；
所述过渡环与涡轮入口管外壁相连，过渡环内设置有开口于涡轮入口管的过渡环出口流路，过渡环出口流路与所述第四冷却流道连通，其出口位于过渡环的内壁；
所述球壳集液环组件、冷却入口流路、第二冷却流道、第三冷却流道、第四冷却流道、过渡环出口流路构成第一介质通道；
所述球壳集液环组件、冷却入口流路、第二冷却流道、第一冷却流道、锥管出口流路构成第二介质通道。
进一步地，还包括设置在第二冷却流道和第三冷却流道连接处的集液环槽，集液环槽的尺寸满足如下要求：第三冷却流道根部的球壳外壁厚度d和球壳连接段外壁直线段厚度e满足d＞e。
进一步地，所述涡轮入口管外壁包括上下分半的涡轮入口管外壁上半部和涡轮入口管外壁下半部；所述涡轮入口管外壁下半部的厚度小于涡轮入口管外壁上半部的厚度，且涡轮入口管外壁下半部靠近焊接坡口处的厚度与涡轮入口管外壁上半部靠近焊接坡口处的厚度相同。
进一步地，所述球壳接管嘴分别与球壳集液环、球壳集液环接头采用手工氩弧焊连；
所述过渡环与涡轮入口管外壁及涡轮入口管衬套搭接处均采用手工氩弧焊连接；
所述涡轮静子与球壳外壁采用电子束焊连接；
所述球壳集液环和球壳集液环接头采用手工氩弧焊连接；
所述球壳外壁与球壳内衬、球壳连接段内衬分别采用钎焊焊接；球壳内衬和球壳连接段内衬采用手工氩弧焊连接；
所述涡轮入口管外壁上半部和涡轮入口管外壁下半部采用手工氩弧焊连接；
所述涡轮入口管外壁与涡轮入口管衬套采用钎焊焊接；
所述锥管内壁和锥管衬套通过钎焊焊接。
进一步地，所述冷却入口流路由沿球壳外壁周向均匀分布的多个小孔组成；所述锥管出口流路由设置在锥管衬套大端处的多个小孔组成；所述过渡环出口流路由沿过渡环周向均匀分布的相交孔组成。
进一步地，所述球壳外壁、球壳连接段内衬、涡轮入口管衬套以及锥管内壁的外表面上还分别设置有集液环槽；
球壳外壁(1)上集液环槽转角处设有半径大于3mm的倒圆，球壳外壁(1)向直线段过渡的两个转角处均设置有半径为2mm-3mm的倒角；
所述球壳外壁、涡轮入口管外壁上半部以及涡轮入口管外壁下半部均采用高强度不锈钢材料；
从所述球壳接管嘴进入的冷却介质压力高于从过渡环进入的高温燃气压力。
同时，本发明还提供了一种带冷却结构的涡轮壳体的加工方法，包括以下步骤：
步骤1、加工球壳外壁
1.1)将球壳外壁涡轮入口管根部焊缝调整到直线段上，并在球壳外壁上加工集液环槽，加工后，球壳外壁根部剩余厚度d与其直线段厚度e应满足d＞e；
1.2)在球壳外壁集液环槽转角处加工半径大于3mm的倒圆，在球壳外壁向直线段过渡的两个转角处均加工半径为2mm-3mm的倒圆；
1.3)在球壳外壁上加工沿周向均匀分布的多个小孔形成冷却入口流路，并在装配时靠近球壳内衬的一段加工集液环槽；
1.4)在球壳内衬上加工铣槽，再在与球壳外壁的集液环槽位置对应处加工集液环槽；在球壳连接段内衬上加工铣槽；
步骤2、焊接及加工涡轮球壳组件
将球壳外壁、球壳内衬及球壳连接段内衬三个零件焊接成涡轮球壳组件；
步骤3、加工及焊接第三球壳组件
3.1)在涡轮入口管外壁上半部和涡轮入口管外壁下半部焊接位置处加工焊接坡口；然后加工涡轮入口管外壁下半部靠近焊接坡口处，使其壁厚与涡轮入口管外壁上半部的壁厚相同；
3.2)将涡轮入口管外壁上半部和涡轮入口管外壁下半部焊接，组成涡轮入口管外壁；
3.3)在涡轮入口管衬套外表面加工出铣槽；将涡轮入口管外壁与涡轮入口管衬套焊接；
3.4)将涡轮球壳组件、涡轮入口管的外壁和涡轮入口管衬套分别进行焊接组成第三球壳组件；
步骤4、加工及焊接第二球壳组件
4.1)在锥管内壁外表面加工沿轴向的铣槽及集液环槽，锥管衬套在靠近大端处加工多个小孔形成锥管出口流路；
4.2)将锥管内壁和锥管衬套焊接组成锥管；
4.3)将涡轮入口管衬套和锥管衬套焊接；将法兰与第三球壳组件和锥管分别进行焊接组成第二球壳组件；
步骤5、加工及焊接涡轮壳体
5.1)将涡轮静子与球壳外壁焊接，然后再将涡轮静子与锥管焊接组成第一球壳组件；
5.2)将球壳集液环和球壳集液环接头焊接组成集液环组件；
5.3)将第一球壳组件与集液环组件焊接，并将球壳接管嘴焊接到集液环组件上；
5.4)在过渡环内加工多个沿周向均匀分布的相交孔，用于形成过渡环出口流路；
5.5)将过渡环与第一球壳组件的涡轮入口外壁焊接，并将过渡环与涡轮入口管衬套搭接处进行焊接组成涡轮壳体。
进一步地，步骤2中球壳外壁分别与球壳内衬、球壳连接段内衬钎焊连接；球壳内衬和球壳连接段内衬采用手工氩弧焊连接；
步骤2中还包括对球壳外壁、球壳内衬及球壳连接段内衬的焊接坡口的加工。
进一步地，步骤3.2)中涡轮入口管外壁上半部和涡轮入口管外壁下半部采用手工氩弧焊连接；
步骤3.4)中将涡轮球壳组件、涡轮入口管的外壁和涡轮入口管衬套分别采用手工氩弧焊连接；
步骤3.4)中还包括对焊接坡口的加工。
进一步地，步骤4.2)中锥管内壁和锥管衬套采用钎焊焊接；
步骤4.3)中涡轮入口管衬套和锥管衬套通过手工氩弧焊焊接；法兰与第三球壳组件和锥管分别进行手工氩弧焊焊接；
步骤5.1)中所述涡轮静子与球壳外壁采用电子束焊连接；涡轮静子与锥管采用手工氩弧焊连接；
步骤5.2)中所述球壳集液环和球壳集液环接头采用手工氩弧焊连接；
步骤5.3)中所述第一球壳组件与集液环组件采用手工氩弧焊连接；球壳接管嘴通过手工氩弧焊焊接到集液环组件上；
步骤5.5)中所述过渡环与涡轮入口管衬套搭接处采用手工氩弧焊连接；
步骤5.1)和步骤5.5)中还包括对涡轮静子、球壳外壁、过渡环焊接坡口的加工。
进一步地，所述焊接后还包括对各焊点去除毛刺，以及对焊接处密封性和焊接强度测试的步骤。
本发明与现有技术相比，其有益效果如下：
(1)本发明一种带冷却结构的涡轮壳体，可以防止高温燃气烧蚀壳体，壳体外壁采用高强不锈钢代替高温合金，且壁厚减薄，重量减轻，减小结构变形，提高转子工作的稳定性。
(2)本发明一种带冷却结构的涡轮壳体的涡轮入口管为上下分半，且采用等强度设计方案，下半部分厚度大于上半部分厚度，将涡轮入口管应力较大的位置与焊缝避开，更有利于增加承载能力。
(3)本发明一种带冷却结构的涡轮壳体的两个冷却介质出口均汇入主燃气流路，通过涡轮静子后对涡轮做功，再次利用了介质的能量，提高了介质的利用效率。
(4)本发明一种带冷却结构的涡轮壳体的加工方法将球壳外壁在涡轮入口管根部位置伸出一段长度，将焊缝从直线段与球壳过渡的根部调整到直线段上面，有效避免强度相对较低的焊缝部位与结构应力最大部位重合的问题。提高了焊接强度及发动机的可靠性。
附图说明
图1是本发明一种带冷却结构的涡轮壳体实施例的结构示意图；
图2是图1实施例中球壳内衬示意图；
图3是图1实施例中涡轮球壳组件示意图；
图4是图3中I处局部放大图；
图5是图1实施例中涡轮入口管外壁示意图；
图6是图1实施例中集液环组件示意图；
图7是图1实施例中球壳内衬局部放大图。
附图标记说明：
1—球壳外壁；2—球壳内衬；3—球壳连接段内衬；4—涡轮入口管外壁上半部；5—涡轮入口管外壁下半部；6—涡轮入口管衬套；7—锥管内壁；8—锥管衬套；9—法兰；10—涡轮静子；11—球壳集液环；12—球壳集液环接头；13—球壳接管嘴；14—过渡环；15—冷却入口流路；16—锥管出口流路；17—过渡环出口流路。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细描述。
参见图1至图6，一种带冷却结构的涡轮壳体，包括球壳外壁1、球壳内衬2、涡轮入口管衬套6、锥管内壁7、锥管衬套8、涡轮静子10、球壳接管嘴13、过渡环14、涡轮入口管外壁以及球壳连接段；球壳外壁1为高强不锈钢，球壳内衬2和球壳连接段内衬3外表面为铣槽结构，为冷却介质提供流道。
所述球壳连接段包括设置在球壳外壁1和涡轮入口管外壁之间的球壳连接段外壁，以及设置在球壳连接段外壁内侧的球壳连接段内衬3，所述球壳连接段内衬3外表面设置有铣槽结构，球壳连接段内衬3的铣槽结构与球壳连接段外壁形成第三冷却流道。
如图3及图4所示，球壳外壁1，在涡轮入口管根部位置伸出一段长度，将焊缝从直线段与球壳过渡的根部调整到直线段f处，可以有效避免强度相对较低的焊缝部位与结构应力最大部位重合的问题。为确保涡轮入口管冷却介质均匀，在球壳外壁1的球壳与直线段过渡根部加工集液环槽，将由不同方向流入的冷却介质混合和减速，并均匀流向涡轮入口管冷却槽。球壳外壁1集液环槽转角处R1设置半径大于3mm的倒圆，球壳向直线段过渡的两个转角R2、R3处均设计径为2mm-3mm倒圆，用以减小应力集中；为保证强度要求，加工集液环槽后，根部剩余厚度d和直线段厚度e应满足d＞e；球壳外壁1上设置冷却入口流路15，由均匀分布的一圈小孔组成，并在靠近球壳内衬2的一段设置集液环，使流入球壳内衬2的介质更均匀。
如图2、图7所示，为保证冷却介质在球壳内衬2和球壳外壁1间均匀流动和换热，球壳内衬2的铣槽在靠近涡轮入口管中心的位置数量减半，并在冷却流道出口处的球壳连接段内衬3加工集液环槽。
球壳外壁1，与球壳内衬2通过钎焊连接，球壳外壁1与球壳内衬2的铣槽形成第二冷却流道；球壳外壁1与球壳连接段内衬3通过钎焊连接，球壳连接段外壁与球壳连接段内衬3的铣槽形成第三冷却流道；球壳内衬2和球壳连接段内衬3在a点附近通过手工氩弧焊焊接，a点位于球壳内衬2延长线b和球壳连接段内衬3延长线c的交点，如图4所示。球壳内衬2和球壳连接段内衬3焊接后，对表面进行局部加工，使其光滑过渡。三个零件机加后续焊接坡口后组成涡轮球壳组件。
如图5所示，涡轮入口管外壁包括上下分半的涡轮入口管外壁上半部4和涡轮入口管外壁下半部5，其材料均为高强不锈钢；根据等强度设计原则，涡轮入口管外壁下半部5的厚度小于涡轮入口管外壁上半部4的厚度，将入口管外壁下半部5靠近焊接坡口的地方加工，使其厚度与涡轮入口管外壁上半部4的厚度相同，两者通过手工氩弧焊焊接，组成涡轮入口管外壁。涡轮入口管衬套6外表面为铣槽结构，与涡轮入口管外壁构成为冷却介质提供的第四冷却流道，其流道入口和出口均设置集液环槽。涡轮入口管外壁与涡轮入口管衬套6通过钎焊焊接，机加后续焊接坡口后组成涡轮入口管。
将涡轮球壳组件和涡轮入口管的外壁和内衬分别进行手工氩弧焊，机加后续焊接坡口后组成第三球壳组件。
锥管内壁7，其外表面为沿轴向的铣槽结构，锥管内壁7的铣槽结构与锥管衬套8形成第一冷却流道，在出口附近设计集液环槽；锥管衬套8在靠近大端处设置一圈小孔，构成锥管出口流路16，冷却介质一部分在此处与主流路燃气相混合，锥管衬套8为回转结构。锥管内壁7和锥管衬套8通过钎焊焊接，机加后续焊接坡口后组成锥管。
将第三球壳组件的内衬和锥管衬套8通过手工氩弧焊焊接，将法兰9与第三球壳组件和锥管分别进行手工氩弧焊，机加后续焊接坡口后组成第二球壳组件。
将涡轮静子10与球壳外壁1进行电子束焊，然后将涡轮静子10与锥管进行手工氩弧焊，机加后续焊接坡口后组成第一球壳组件。涡轮静子10为高温合金材料。
将球壳集液环11和球壳集液环接头12进行两处手工氩弧焊，机加后续焊接坡口后组成集液环组件。
将第一球壳组件与集液环组件进行上下两处手工氩弧焊，将球壳接管嘴13通过手工氩弧焊焊接到集液环组件上。
过渡环14为高温合金材料，内部设置一圈均匀分布的相交孔，所述相交孔为两两相交的小孔，每组两个小孔联合形成一个流路，一个小孔从过渡环14端面打孔，另一个小孔从过渡环14内表面打孔，两两相交，位于过渡环14内表面的小孔与第四冷却流道连通，用于形成过渡环出口流路17，排出冷却介质，孔排出的方向与燃气来流方向夹角为40°-50°，冷却介质第二部分在此处与主流路燃气相混合。过渡环14与涡轮入口管通过焊接锁底结构定位，同时与涡轮入口管衬套6搭接。
将过渡环14与第一球壳组件的涡轮入口外壁进行手工氩弧焊，并将过渡环14与涡轮入口管衬套6搭接处进行手工氩弧焊，加工过渡环14后续焊接坡口后，组成涡轮壳体。
涡轮壳体内的冷却介质，为从燃气发生器引出的经过主泵增压的推进剂，其压力高于从过渡环14进入的高温燃气。冷却介质通过总装管路引入球壳接管嘴，并从冷却入口流路15流入球壳内衬2，一部分流入锥管内壁7，经由锥管出口流路16汇入主燃气流路，另一部分流入球壳连接段内衬3、涡轮入口管衬套6、过渡环14，经由过渡环出口流路17汇入主燃气流路。两部分冷却介质汇入主燃气流路后，经由涡轮静子，对涡轮做功，再次利用了介质的能量，提高了利用效率。
同时，本发明还提供一种带冷却结构的涡轮壳体的加工方法，参照图1-7，包括如下步骤：
步骤1、加工球壳外壁1
1.1)将球壳外壁1涡轮入口管根部焊缝从直线段与球壳过渡的根部调整到直线段f处，并在球壳外壁1与直线段过渡根部加工集液环槽，加工后，球壳外壁1根部剩余厚度d与其直线段厚度e应满足d＞e；
1.2)在球壳外壁1集液环槽转角处R1加工半径大于3mm的倒圆，在球壳外壁1向直线段过渡的两个转角R2、R3处均加工半径为2mm-3mm的倒圆；
1.3)在球壳外壁1上加工沿周向均匀分布的多个小孔形成冷却入口流路15，并在靠近球壳内衬2的一段加工集液环槽；
1.4)在球壳内衬2上加工铣槽，并且在靠近涡轮入口管中心的位置数量减半，再在与球壳外壁1的集液环槽位置对应处加工集液环槽；在球壳连接段内衬3上加工铣槽；
步骤2、焊接及加工涡轮球壳组件
分别对球壳外壁1、球壳内衬2及球壳连接段内衬3加工焊接坡口，再将球壳外壁1分别与球壳内衬2、球壳连接段内衬3通过钎焊连接，球壳内衬2和球壳连接段内衬3在a点附近通过手工氩弧焊焊接组成成涡轮球壳组件，a点位于球壳内衬2延长线b和球壳连接段内衬3延长线c的交点；
步骤3、加工及焊接第三球壳组件
3.1)在涡轮入口管外壁上半部4和涡轮入口管外壁下半部5焊接位置处加工焊接坡口，然后加工涡轮入口管外壁下半部5靠近焊接坡口处，使其壁厚与涡轮入口管外壁上半部4的壁厚相同；
3.2)将涡轮入口管外壁上半部4和涡轮入口管外壁下半部5通过手工氩弧焊焊接，组成涡轮入口管外壁；
3.3)在涡轮入口管衬套6外表面加工出铣槽及集液环槽，将涡轮入口管外壁与涡轮入口管衬套6通过钎焊焊接组成涡轮入口管；
3.4)分别对涡轮球壳组件、涡轮入口管的外壁和内衬加工焊接坡口，再将涡轮球壳组件、涡轮入口管的外壁和内衬分别通过手工氩弧焊焊接组成第三球壳组件；
步骤4、加工及焊接第二球壳组件
4.1)在锥管内壁7外表面加工沿轴向的铣槽及集液环槽，锥管衬套8在靠近大端处加工多个小孔形成锥管出口流路16；
4.2)将锥管内壁7和锥管衬套8通过钎焊焊接组成锥管；
4.3)将涡轮入口管衬套6和锥管衬套8通过手工氩弧焊焊接；将法兰9与第三球壳组件和锥管分别进行手工氩弧焊焊接组成第二球壳组件；
步骤5、加工及焊接涡轮壳体
5.1)对涡轮静子10、球壳外壁1加工焊接坡口，将涡轮静子10与球壳外壁1采用电子束焊焊接，然后再将涡轮静子10与锥管通过手工氩弧焊焊接组成第一球壳组件；
5.2)将球壳集液环11和球壳集液环接头12通过手工氩弧焊焊接组成集液环组件；
5.3)将第一球壳组件与集液环组件通过手工氩弧焊焊接，并将球壳接管嘴13通过手工氩弧焊焊接到集液环组件上；
5.4)在过渡环14内加工多个沿周向均匀分布的相交孔，用于形成过渡环出口流路17；
5.5)对过渡环14加工焊接坡口，将过渡环14与第一球壳组件的涡轮入口外壁通过焊接锁底结构定位，并将过渡环14与涡轮入口管衬套6搭接处进行手工氩弧焊焊接组成涡轮壳体。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述各实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。
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