本发明涉及液体火箭发动机，特别涉及一种液体火箭发动机轴流涡轮进气结构。
背景技术：
1、涡轮作为泵压式液体火箭发动机涡轮泵的原动力，主要功能是将来自燃烧组件的高温高压燃气膨胀加速，产生高速气流推动涡轮动叶旋转，输出轴功，为泵提供动力。
2、冲击涡轮喷嘴叶栅的大膨胀比所产生的高超声速燃气流能达到2-3马赫。其型面轮廓度和表面光洁度是影响涡轮效率一致性的关键因素。因此要求壁面光洁度足够高，还需要考虑进入到集气环和喷嘴叶栅环中燃气流动的流线型和速度分布，以确保燃气温度均匀，能够有效地加速并产生足够的动力推动涡轮旋转。
3、涡轮通常工作在超高温、高压和强振动的复杂环境中，对其结构强度和变形要求较高，因此集气环和喷嘴叶栅的结构需要具备足够的强度和刚度，以承受来自燃烧组件所产生的高温、高压燃气，确保其在极端工作条件下的可靠性。
4、传统的涡轮进气壳体组件涡轮集气环和喷嘴叶栅通常分开进行制造，喷嘴叶栅环与出口法兰一体设计，通过焊接工艺进行组合；或者集气环与出口法兰一体化设计，最后与喷嘴叶栅环焊接在一起。在现有的此种方案中，集气环是薄壳结构，而法兰毛坯较为厚大，喷嘴叶栅环型面对涡轮性能有关键影响，不管是精密铸造还是3d打印，结构较为复杂，热处理后容易变形，产品缺陷多，轮廓精度和表面光洁度差，且型面不易检测，批量交付后性能一致性差。此外，涡轮集气环与喷嘴叶栅的焊接结构通常采用手工焊接或自动化焊接技术，以确保焊接接头的强度和密封性。在手工焊接中，焊接难度大，且焊接应力较大，很容易出现焊裂情况，喷嘴叶栅轮廓也容易变形。
5、有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本申请提供一种液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，能够有效降低加工难度，确保产品的高生产质量和高精度的型面，且热处理消除应力后不易变形，有效提高了液体火箭发动机轴流涡轮进气结构的成品率。
2、一种液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，包括：相互独立设计并制造的涡轮集气环、喷嘴叶栅环和出口法兰；所述涡轮集气环包括具有燃气导向作用的弯管法兰；所述涡轮集气环进口端通过所述弯管法兰与液体火箭发动机燃烧组件连通；所述喷嘴叶栅环进口端与所述涡轮集气环进口端连通；所述出口法兰进口端与所述喷嘴叶栅环出口端连通；所述液体火箭发动机轴流涡轮进气结构由所述涡轮集气环、所述喷嘴叶栅环和所述出口法兰焊接而成。
3、优选的，所述弯管法兰的出口端截面积大于其进口端截面积；所述弯管法兰进口端与其出口端圆滑过渡连接。
4、优选的，所述弯管法兰具有用于安装温度传感器的接头结构。
5、优选的，所述涡轮集气环与所述喷嘴叶栅环在连接处具有用于进行轴向定位和径向定位的定位机构；所述定位机构包括设置于所述喷嘴叶栅环上且位于其进口端的定位轴头和设置于所述涡轮集气环上且位于其出口端的定位轴套；所述定位轴头能够插入所述定位轴套内。
6、优选的，所述定位轴头插入所述定位轴套内后，其进口一侧端面与集气环出口侧的内壁齐平；所述定位轴头与所述定位轴套在径向上的间隙范围为0.02-0.05mm。
7、优选的，所述喷嘴叶栅环中的叶片包括平直面和弯曲面；叶片上的平直面与其相邻叶片上的弯曲面之间形成沿轴向面平剖的半拉瓦尔喷管结构。
8、根据本申请的另一方面，还提供一种液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法，用于所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构进行装配，包括：
9、独立设计并制造出涡轮集气环、出口法兰与喷嘴叶栅环；
10、对制造完成的涡轮集气环、出口法兰与喷嘴叶栅环进行检测；
11、选取检测合格的涡轮集气环、出口法兰与喷嘴叶栅环，将涡轮集气环与喷嘴叶栅环装配并焊接为第一组件；将第一组件与出口法兰进行装配并焊接成液体火箭发动机轴流涡轮进气结构。
12、优选的，涡轮集气环与出口法兰焊接处的焊接深度范围为4-7mm；涡轮集气环与喷嘴叶栅环焊接处的焊接深度范围为4-7mm；喷嘴叶栅环与出口法兰焊接处的焊接深度范围为3-5mm。
13、优选的，喷嘴叶栅环与出口法兰焊接处与喷嘴叶栅环叶型出口之间的距离范围为7-11mm。
14、优选的，涡轮集气环与喷嘴叶栅环焊接处与嘴叶栅环叶型出口的距离范围为7-9mm。
15、与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：
16、1、本发明液体火箭发动机轴流涡轮进气结构中，涡轮集气环、喷嘴叶栅环和出口法兰均是独立设计和制造的。分开制造的方式结构简单，无论是采用精密铸造还是3d打印技术，都能确保产品的高生产质量和高精度的型面，热处理消除应力后不易变形，这不仅降低了精密铸造的难度和3d打印的时间，同时喷嘴叶栅通道和集气环通道的磨粒流工艺易于实施和检测，能进一步提高涡轮喷嘴叶栅型面的光洁度，保证性能的一致。
17、2、本发明中的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法中，提升焊接质量、降低成本，并减少焊接过程中可能发生的变形和裂纹，特别适合大批量生产，能够保证产品质量和涡轮性能的一致性。
18、3、本发明中的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法与传统焊接结构相比，可以实现焊缝的精确控制和高质量的焊接接头，从而提高焊接的质量和可靠性。
19、4、本发明中的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法与传统焊接结构相比，焊接过程可以自动化，提高效率，减少人工干预和生产周期，进一步降低成本；
20、5、本发明中的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法能减少焊接过程中的热变形和应力集中，增强了焊接接头的稳定性和耐久性，有效避免了因焊接应力过大而在喷嘴叶栅的薄壁部分产生裂纹。
1.一种液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，其特征在于，包括：相互独立设计并制造的涡轮集气环、喷嘴叶栅环和出口法兰；所述涡轮集气环包括具有燃气导向作用的弯管法兰；所述涡轮集气环进口端通过所述弯管法兰与液体火箭发动机燃烧组件连通；所述喷嘴叶栅环进口端与所述涡轮集气环进口端连通；所述出口法兰进口端与所述喷嘴叶栅环出口端连通；所述液体火箭发动机轴流涡轮进气结构由所述涡轮集气环、所述喷嘴叶栅环和所述出口法兰焊接而成。
2.如权利要求1所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，其特征在于，所述弯管法兰的出口端截面积大于其进口端截面积；所述弯管法兰进口端与其出口端圆滑过渡连接。
3.如权利要求2所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，其特征在于，所述弯管法兰具有用于安装温度传感器的接头结构。
4.如权利要求1所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，其特征在于，所述涡轮集气环与所述喷嘴叶栅环在连接处具有用于进行轴向定位和径向定位的定位机构；所述定位机构包括设置于所述喷嘴叶栅环上且位于其进口端的定位轴头和设置于所述涡轮集气环上且位于其出口端的定位轴套；所述定位轴头能够插入所述定位轴套内。
5.如权利要求4所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，其特征在于，所述定位轴头插入所述定位轴套内后，其进口一侧端面与集气环出口侧的内壁齐平；所述定位轴头与所述定位轴套在径向上的间隙范围为0.02-0.05mm。
6.如权利要求1所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构，其特征在于，所述喷嘴叶栅环中的叶片包括平直面和弯曲面；叶片上的平直面与其相邻叶片上的弯曲面之间形成沿轴向面平剖的半拉瓦尔喷管结构。
7.一种液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法，其特征在于，用于对权利要求1-6任一项所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构进行装配，包括：
8.如权利要求7所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法，其特征在于，涡轮集气环与出口法兰焊接处的焊接深度范围为4-7mm；涡轮集气环与喷嘴叶栅环焊接处的焊接深度范围为4-7mm；喷嘴叶栅环与出口法兰焊接处的焊接深度范围为3-5mm。
9.如权利要求7所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法，其特征在于，喷嘴叶栅环与出口法兰焊接处与喷嘴叶栅环叶型出口之间的距离范围为7-11mm。
10.如权利要求7所述的液体火箭发动机轴流涡轮进气结构装配方法，其特征在于，涡轮集气环与喷嘴叶栅环焊接处与嘴叶栅环叶型出口的距离范围为7-9mm。
