一种大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣的制作方法

1.本发明涉及航空发动机排气系统结构设计技术领域，具体为一种大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣。


背景技术：

2.近年来，随着航空设备逐步向隐身化、无人化等方向发展，对发动机喷管部件的结构提出了轻质化、隐身遮挡等要求。二元矢量喷管具备矢量运动机构简单、隐身性好、且有利于与后机体进行一体化设计等优点，其中圆转方机匣作为二元矢量喷管的重要功能结构件，由于其尺寸大、形状和结构复杂，使得传统工艺无法满足大尺寸薄壁异型圆转方机匣的试制需求。
3.圆转方机匣在试制过程中，第一方面：由于流道为沿轴向由进口的圆形向出口的矩形过渡，在气动载荷作用下非常容易变形，因此对周向刚度要求非常高；第二方面：二元矢量喷管的载荷主要通过上/下截面传递，因此要求机匣的上/下截面的强度和刚度需求高；第三方面：现有加工手段难以实现对大尺寸的圆转方机匣进行整体精铸、整体锻件 机加、激光选区熔化成型。
4.以上几点问题都造成了大尺寸圆转方机匣试制难度大，成本高，加工成本高，质量差的问题，因此，有必要对现有的大尺寸圆转方机匣进行改进，是的其在结构及强度等方面能够满足当前二元矢量喷管加工及使用要求。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于设计一种大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣，其采用功能性非对称对开分体设计，以达到满足当前二元矢量喷管使用要求，同时提高了圆转方机匣的工艺性、降低加工成本和周期。
6.实现发明目的的技术方案如下：一种大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣，包括圆转方机匣本体，圆转方机匣本体中心开设有圆形转矩形的气流通道。圆转方机匣本体由圆转方上机匣与圆转方下机匣经连接件固定连接形成，且圆转方上机匣与圆转方下机匣之间的连接面位于气流通道中心线的上方。
7.其中，圆转方机匣本体上且沿气流通道方向设有同轴的前端圆形安装边、中部安装边、后端安装边，前端圆形安装边用于安装加力筒体，中部安装边用于安装收敛作动筒及扩张作动筒，后端安装边用于安装喷管及喷管喉部面积调节结构。
8.在本发明的一个实施例中，上述中部安装边包括第一上部弧形边、第一下部弧形边，第一上部弧形边和第一下部弧形边上轴向对称设有收敛作动筒安装座和扩张作动筒安装座，收敛作动筒安装座用于安装收敛作动筒，扩张作动筒安装座用于安装扩张作动筒。
9.上述后端安装边包括第二上部弧形边、第二下部弧形边，第二上部弧形边和第二下部弧形边上轴向对称设有联合摇臂支架和扩张调节板摇臂支架，后端安装边的气流通道边缘的上下两侧轴向对称设置有多个收敛调节板吊耳，联合摇臂支架、扩张调节板摇臂支
架、收敛调节板吊耳用于安装喷管喉部面积调节结构。
10.进一步的，上述圆转方机匣本体上设有加强结构，加强结构位于中部安装边和后端安装边之间。
11.更进一步的，上述加强结构包括第一加强结构，第一加强结构包括若干个宽度逐渐增加的加强板，加强板的前端窄边固定在中部安装边上，加强板的后端宽边固定在后端安装边上，加强板的下端固定在圆转方机匣本体外周壁上。
12.更进一步的，上述加强结构除第一加强结构外还包括第二加强结构，第二加强结构位于中部安装边与后端安装边之间的圆转方机匣本体外周壁上，且第二加强结构包括多个周向支撑筋。
13.优选的，在上述第二加强结构中，沿气流通道方向的相邻周向支撑筋之间的距离逐渐减小。
14.更进一步的，上述加强结构还包括作动筒加强筋、喷管喉部面积调节结构加强筋，作动筒加强筋设置在中部安装边上，喷管喉部面积调节结构加强筋设置在后端安装边上。
15.优选的，上述作动筒加强筋、喷管喉部面积调节结构加强筋、第一加强结构均为燕尾式镂空结构。
16.在本发明的一个实施例中，上述中部安装边的厚度＜后端安装边的厚度。
17.在本发明的一个实施例中，上述圆转方机匣本体内矩形流道的宽度与高度之比为1.2~4。
18.与现有技术相比，本发明的有益效果是：1.本发明设计的大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣采用一体化异型薄壁加筋结构方案，通过将机匣沿周向进行上/下非对称对开设计，提高机匣的可加工性，使机匣能够采用传统的锻坯 机加的方式进行加工，解决了大尺寸异型薄壁圆转方机匣加工困难的问题。
19.2.大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣在功能上集成设计了发动机辅助安装节安装座，通过该安装座与飞机承力框架连接，将喷管矢量推力传递到飞机上，满足飞机高机动性飞行需求；同时，机匣上还将收敛作动筒安装座、扩张作动筒安装座、收敛调节板吊耳、支架安装臂等结构均进行了集成设计，功能上完全满足喷管喉部面积调节结构、作动筒支架、侧壁承力框架等其他相配零件的安装。
20.3.本发明圆转方机匣本体上加强结构的设计，通过宽度逐渐增加的加强板形成的第一加强结构，以及相邻周向支撑筋之间的距离逐渐减小的第二加强结构，使得整个机匣结构设计新颖，变形小，重量轻，比强度和比刚度好，实现了整个圆转方机匣的多功能性和结构紧凑性设计。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
22.图1为具体实施方式中大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣的分体结构示意图；
图2为具体实施方式中大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣的气流通道的圆形流道方向的示意图；图3为具体实施方式中大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣的气流通道的矩形流道方向的示意图；其中，1.圆转方上机匣；2.圆转方下机匣；3.连接件；4.前端圆形安装边；5.中部安装边；51.第一上部弧形边；52.第一下部弧形边；53.收敛作动筒安装座；54.扩张作动筒安装座；55.辅助安装节安装座；6.后端安装边;61.第二上部弧形边;62.第二下部弧形边;63.联合摇臂支架;64.扩张调节板摇臂支架;65.收敛调节板吊耳；7.加强板；8.周向支撑筋；9.作动筒加强筋；10.喷管喉部面积调节结构加强筋；11.侧壁支架。
具体实施方式
23.下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。
24.在本实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、
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前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
25.此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
26.本具体实施方式提供了一种大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣，请参图1至图3所示，圆转方机匣包括圆转方机匣本体，圆转方机匣本体中心开设有圆形转矩形的气流通道，圆转方机匣本体由圆转方上机匣1与圆转方下机匣2经连接件3固定连接形成，且圆转方上机匣1与圆转方下机匣2之间的连接面位于气流通道中心线的上方。在本具体实施方式中，上述圆转方机匣本体内气流通道的矩形流道的宽度与高度之比为1.2~4。通过将圆转方机匣本体沿周向进行上/下非对称对开设计，提高机匣的可加工性，使机匣能够采用传统的锻坯 机加的方式进行加工，解决了大尺寸异型薄壁圆转方机匣加工困难的问题。在本具体实施方式中，连接件3选用多个d头螺栓。
27.在圆转方机匣本体的一个实施例中，如图1所示，在圆转方机匣本体的外周壁上还设有l型结构的侧壁支架11，侧壁支架11采用钣金成型工艺，一侧翻边通过螺栓安装在圆转方机匣本体的外表面升起的薄壁高筋上，另一侧翻边为带铆钉孔的直臂结构，喷管侧壁组件通过铆钉与侧壁支架11连接固定。
28.如图1至图3所示，圆转方机匣本体上且沿气流通道方向设有同轴的前端圆形安装边4、中部安装边5、后端安装边6，前端圆形安装边4用于安装加力筒体，中部安装边5用于安装收敛作动筒及扩张作动筒，后端安装边6用于安装喷管及喷管喉部面积调节结构。在本具
体实施方式中，由于后端安装边6承力大于中部安装边5，因此择优选择使上述中部安装边5的厚度＜后端安装边6的厚度。
29.在一个实施例中，如图1至图3所示，上述中部安装边5包括第一上部弧形边51、第一下部弧形边52，第一上部弧形边51和第一下部弧形边52上轴向对称设有收敛作动筒安装座53和扩张作动筒安装座54，收敛作动筒安装座53用于安装收敛作动筒，扩张作动筒安装座54用于安装扩张作动筒。优选的，如图1至图3所示，在中部安装边5的两侧边还设有辅助安装节安装座55，通过在圆转方机匣本体上集成设计了发动机的辅助安装节安装座55，通过该安装座与飞机承力框架连接，将喷管矢量推力传递到飞机上，满足飞机高机动性飞行需求。
30.在一个实施例中，如图1至图3所示，上述后端安装边6包括第二上部弧形边61、第二下部弧形边62，第二上部弧形边61和第二下部弧形边62上轴向对称设有联合摇臂支架63和扩张调节板摇臂支架64，后端安装边6的气流通道边缘的上下两侧轴向对称设置有多个收敛调节板吊耳65，联合摇臂支架63、扩张调节板摇臂支架64、收敛调节板吊耳65用于安装喷管喉部面积调节结构。通过将收敛作动筒安装座、扩张作动筒安装座、收敛调节板吊耳、支架安装臂等结构集成设计在机匣上，在功能上完全满足喷管喉部面积调节结构、作动筒支架、侧壁承力框架等其他相配零件的安装。
31.如图2所示，上述圆转方机匣本体上设有加强结构，加强结构位于中部安装边5和后端安装边6之间。
32.在加强结构的一个实施例中，如图2所示，上述加强结构包括第一加强结构，第一加强结构包括若干个宽度逐渐增加的加强板7，加强板7的前端窄边固定在中部安装边5上，加强板7的后端宽边固定在后端安装边6上，加强板7的下端固定在圆转方机匣本体外周壁上。
33.在加强结构的另一个实施例中，如图2所示，上述加强结构除第一加强结构外还包括第二加强结构，第二加强结构位于中部安装边5与后端安装边6之间的圆转方机匣本体外周壁上，且第二加强结构包括多个周向支撑筋8。
34.优选的，在上述第二加强结构中，由于越接近矩形通道的出口，需要的刚性逐渐增大，因此沿气流通道方向的相邻周向支撑筋8之间的距离逐渐减小，多个周向支撑筋8逐渐加密形成第二加强结构可以提高气流通道出口截面刚性，减小圆转方机匣本体变形，在本具体实施方式中，，根据圆转方机匣本体轴向长度，周向支撑筋8可布置3~8个。
35.在加强结构的第三个实施例中，如图2所示，上述加强结构还包括作动筒加强筋9、喷管喉部面积调节结构加强筋10，作动筒加强筋9设置在中部安装边5上，喷管喉部面积调节结构加强筋10设置在后端安装边6上。
36.优选的，上述作动筒加强筋9、喷管喉部面积调节结构加强筋10、第一加强结构均为燕尾式镂空结构，其可以在确保加强加强结构强度的基础上减少圆转方机匣本体的重量。
37.本具体实施方式提供的大尺寸薄壁非对称对开的圆转方机匣具有以下优点：1.采用一体化异型薄壁加筋结构方案，通过将机匣沿周向进行上/下非对称对开设计，提高机匣的可加工性，使机匣能够采用传统的锻坯 机加的方式进行加工，解决了大尺寸异型薄壁圆转方机匣加工困难的问题。
38.2.在功能上集成设计了发动机辅助安装节安装座，通过该安装座与飞机承力框架连接，将喷管矢量推力传递到飞机上，满足飞机高机动性飞行需求；同时，机匣上还将收敛作动筒安装座、扩张作动筒安装座、收敛调节板吊耳、支架安装臂等结构均进行了集成设计，功能上完全满足喷管喉部面积调节结构、作动筒支架、侧壁承力框架等其他相配零件的安装。
39.3加强结构的设计，通过宽度逐渐增加的加强板形成的第一加强结构，以及相邻周向支撑筋之间的距离逐渐减小的第二加强结构，使得整个机匣结构设计新颖，变形小，重量轻，比强度和比刚度好，实现了整个圆转方机匣的多功能性和结构紧凑性设计。
40.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
41.此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。