专利名称：负载压缩机蜗壳壳体的制造技术
技术领域：
本公开主要涉及用于辅助动力装置的负载压缩机的组装。更具体地，本公开涉及用于辅助动力装置的负载压缩机蜗壳壳体的制造。
背景技术：
飞机将辅助动力装置用于在飞行中重启主发动机以及在地面操作期间提供压缩空气和电能。辅助动力装置通常包括驱动负载压缩机的小型燃气涡轮发动机。负载压缩机生成能够被用于环境系统以及辅助启动主发动机的压缩空气。负载压缩机包括叶轮，叶轮由小型燃气涡轮发动机驱动以生成被引导通过排气蜗壳的压缩空气。蜗壳是由负载压缩机壳体界定的引导压缩空气通过单个出口的涡旋通道。涡旋通道通常通过已知的脱蜡铸造过程成形。脱蜡铸造对于某些材料可能很低效并且因此限制了用于成形蜗壳壳体的材料。
发明内容
公开的一种制造负载压缩机蜗壳壳体的方法包括锻造被机加工并随后焊接在一起的近终形部件的步骤。被锻造的部分被机加工以确定蜗壳壳体的特有特征以及配合面。负载压缩机蜗壳壳体包括从在蜗壳壳体中心空腔内旋转的叶轮接收气流的涡旋室和环形通道。在涡旋室内确定顶部部分和底部部分之间的交界面。交界面处的焊缝提供了涡旋室内的精加工表面，以使气流不会受到不利影响并且在涡旋室内在焊缝成形后不再需要另外的机加工。顶部部分和底部部分在以铝坯开始的近终形锻造过程中成形。从坯料开始的锻造操作提供了使用其他工艺无法可靠获得的蜗壳壳体均质材料组成。能量射束被引导通过环形通道进入涡旋室内并引向外壁以形成所需的焊缝。精加工的焊缝在涡旋室内提供不会不利地改变流动性质的期望光洁度。根据以下的说明内容和附图能够很好地理解本发明的各种特征，下面的内容是附图的简要说明。
图I是示例性辅助动力装置的示意图。图2是一部分示例性辅助动力装置的截面图。图3是用于辅助动力装置的负载压缩机的截面图。图4是用于负载压缩机的不例性蜗壳壳体的截面图。图5是蜗壳壳体顶部部分的透视图。图6是蜗壳壳体底部部分的示意图。图7是示出了示例性蜗壳壳体顶部半部和底部半部的焊接的截面图。图8是完成的示例性涡旋式压缩机壳体的透视图。
具体实施例方式参照图I和图2，示例性的辅助动力装置10包括驱动负载压缩机14和附件驱动装置16的燃气涡轮发动机12。负载压缩机14生成被驱动通过管道18的压缩空气。燃气轮机12包括将空气引入压缩机42内的入口。压缩机42是安装在由涡轮44驱动的轴杆40上的叶轮。由压缩机42吸入的空气被驱动送至燃烧器46，在此将燃气与压缩空气混合并点燃。点燃的燃气生成被驱动冲向涡轮44以驱动压缩机42的气流。轴杆40上还装有用于负载压缩机14的叶轮38。因此，负载压缩机14由共用轴杆40上的涡轮44驱动。参照图3并且继续参照图2，负载压缩机14包括界定出涡旋室22的蜗壳壳体20。通道24用于让气流从叶轮38流入涡旋室22内。压缩空气被驱动从涡旋室22通过通道18到达使用压缩空气的各个装置和附属设备。正如应该想到的那样，压缩空气可以被用于飞机环境控制系统并且还可以被用于帮助启动飞机的主发动机。而且，术语蜗壳或涡旋也被本领域技术人员用于描述示例性蜗壳壳体20以及从扩压器排气环路收集气流并将该气流输送至下游管路的其他结构。
示例性蜗壳壳体20由顶部部分50和底部部分52制成。蜗壳壳体20的顶部部分50和底部部分52界定了涡旋室22和环形通道24。蜗壳壳体20通过将顶部部分50焊接至底部部分52制成。希望在涡旋室22内提供光滑的表面光洁度以使气流不会受到表面光洁度中的任何不一致的不利影响。因此，在蜗壳壳体20的顶部部分和底部部分上确定的配合面之间的交界面58产生了涡旋室22的期望内部表面光洁度的很小的中断。涡旋室22的外壁28包括内表面30和外表面32。内表面和外表面32由外壁28界定。凸台34被设置在蜗壳壳体20的顶部部分50和底部部分52之间的配合面的位置。凸台34为焊缝交界面58提供了额外的材料。参照图4并且继续参照图3，蜗壳壳体20包括通向内腔36的内周边的内部环形通道24，内腔36界定出叶轮38在其中旋转的空间。参照图5和图6，蜗壳壳体20的顶部部分50和底部部分52通过锻造操作成形。铝合金材料被用于制造示例性蜗壳壳体20的示例性顶部部分50和底部部分52。某些铝合金与脱模铸造过程不兼容。在这样的非兼容性合金中，合金成分熔融温度的差异不能在脱蜡模制过程中提供均匀的元素分布并因此导致不合期望的加工低效。示例性蜗壳壳体20利用挤压成形的铝材制成。铝材被挤压为坯料并通过锻造操作成形为近终形结构。在完成锻造操作之后，就将各种特征机加工到顶部部分50和底部部分52中每一个内。在锻造之后形成配合面54和56以界定出蜗壳壳体20的顶部部分50和底部部分52之间的焊缝和配合交界面58。其他的表面也被机加工以提供完整蜗壳壳体20所需的结构并包括用于轴杆轴承的开口以及叶轮38在其中旋转的内腔36。一旦完成所需的机加工操作并提供了在期望容差以内的机械表面，就在配合面54和56以期望方式被对齐的情况下将顶部部分和底部部分固定在一起。参照图7，利用能量射束焊接方法焊接现已对齐的蜗壳壳体20的顶部部分50和底部部分52。在本示例中，电子束62被用于在顶部部分50和底部部分52之间成形期望的焊缝。在本示例中，电子束焊机64生成被引导通过通道24射向外壁28的电子束62。电子束62被指引或引导通过通道24射向外壁28的内表面30。电子束62被导向的具体位置是配合面54和56之间的交界面58。被引导的能量射束提供焊缝60以建立起不会影响通过涡旋室22期望气流性质的充分精加工的表面。焊接射束62以连续的方式围绕涡旋室22的圆周施加。这可以通过旋转电子束62以使其被引导通过通道24或者通过旋转蜗壳壳体20已组装的顶部部分和底部部分来实现。电子束62提供穿过外壁28整个厚度的焊缝60以形成期望的接合部。在外壁28的外表面上，凸台34被设置以用于进一步为焊缝60提供空间。一旦完成期望的焊缝，涡旋式压缩机即被精加工以完成蜗壳壳体20的制造。正如应该想到的那样，尽管公开了电子束焊接过程，但是也可以使用其他的射束焊接过程例如激光焊接。参照图8，完成的蜗壳壳体20如图所示并且包括单件式壳体的所有特征而并无脱蜡模制加工过程造成的低效。因此，用于负载压缩机的示例性蜗壳壳体在涡旋室内提供了期望的表面光洁度且 无需付出加工低效的牺牲。而且，电子束焊接方法允许在涡旋室内精确施加焊缝而不必修改部件结构。尽管已经公开了示例性的实施例，但是本领域普通技术人员应该意识到在本公开的保护范围内可以进行一定程度的修改。为此，应该研读以下的权利要求以确定本发明的保护范围和内容。
权利要求
1.一种制造用于负载压缩机的蜗壳壳体的方法，包括 成形包括涡旋室第一部分的顶部部分； 成形包括涡旋室第二部分的底部部分，涡旋室包括外壁和通向内周边的通道； 在顶部部分上成形第一配合面且在底部部分上成形第二配合面； 在第一和第二配合面对齐的情况下将顶部部分固定至底部部分； 弓丨导能量射束通过所述通道以在涡旋室内接合第一和第二配合面之间的交界面；并且 利用被引导的能量射束在交界面处成形焊缝。
2.如权利要求I所述的方法，其中涡旋室包括外壁，顶部部分和底部部分之间的交界面位于所述外壁处。
3.如权利要求2所述的方法,其中外壁包括构成一部分润旋室的内表面和构成蜗壳壳体外表面的外表面。
4.如权利要求3所述的方法，其中被引导的能量射束包括在涡旋室内的外壁内表面上成形焊缝的电子束。
5.如权利要求3所述的方法，包括在外壁的外表面上成形与第一和第二配合面之间的交界面相对应的凸台。
6.如权利要求4所述的方法，包括用电子束在涡旋室内第一和第二配合面的交界面处形成精加工表面。
7.如权利要求I所述的方法，包括锻造顶部部分和锻造底部部分。
8.如权利要求I所述的方法，包括在用被引导的能量射束形成交界面处的焊缝之后利用机加工工艺在蜗壳壳体上成形精加工表面。
9.一种组装用于辅助动力装置的负载压缩机的方法，包括 通过以下步骤成形用于负载压缩机的蜗壳壳体成形包括涡旋室第一部分和第一配合面的顶部部分，成形包括涡旋室第二部分和第二配合面的底部部分，涡旋室包括外壁和通向内周边的通道，并且通过弓I导能量射束通过所述通道以接合涡旋室内的交界面而在第一和第二配合面之间的交界面处形成焊缝；以及 在蜗壳壳体内成形的中心空腔中支撑叶轮，叶轮被支撑用于在轴杆上旋转。
10.如权利要求9所述的方法，其中涡旋室包括外壁，顶部部分和底部部分之间的交界面在所述外壁处。
11.如权利要求9所述的方法，其中被弓I导的能量射束包括在涡旋室内的外壁内表面上成形焊缝的电子束。
12.如权利要求9所述的方法，包括用电子束在涡旋室内第一和第二配合面的交界面处成形精加工表面。
13.如权利要求9所述的方法，包括锻造顶部部分和锻造底部部分。
14.一种用于辅助动力装置的负载压缩机，包括 蜗壳壳体，包括焊接至底部部分的顶部部分，从而界定出具有外壁和通向内腔的通道的涡旋室，顶部部分和底部部分之间的焊接交界面被设置在涡旋室内的外壁上；以及被支撑用于在内腔中旋转的叶轮。
15.如权利要求14所述的用于辅助动力装置的负载压缩机，包括被支撑在蜗壳壳体内用于支撑轴杆旋转的轴承装置，轴杆支撑叶轮的旋转。
16.如权利要求15所述的用于辅助动力装置的负载压缩机，其中蜗壳壳体的外壁在焊接交界面的位置包括凸台。
全文摘要
本发明涉及负载压缩机蜗壳壳体的制造。一种制造负载压缩机蜗壳壳体的方法包括锻造被机加工的并随后焊接在一起的近终形部件的步骤。锻造部分被机加工以确定蜗壳壳体的特有特征以及配合面。顶部部分和底部部分之间的交界面被限定在涡旋室内。在交界面处的焊缝提供了涡旋室内的精加工表面，以使气流不会受到不利影响并且在涡旋室内在焊缝成形后不再需要另外的机加工过程。
文档编号F04D29/42GK102900701SQ201210259110
公开日2013年1月30日 申请日期2012年7月25日 优先权日2011年7月25日
发明者J.L.穆尔, M.A.费希伯恩, J.斯卡, N.N.克拉亚, D.J.里德 申请人:哈米尔顿森德斯特兰德公司