CN111828099B - 可调涡轮导向器及成型方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可调涡轮导向器及成型方法，包括：呈环形的内环组件、呈环形且同轴套设于内环组件外的外环组件、及连接于内环组件和外环组件之间的导向叶片，导向叶片的尾沿端面上设有朝其前沿延伸的变形调整缝，变形调整缝连通导向叶片的叶盆和叶背，变形调整缝用于使其一侧的尾沿形成角度可调的可调副翼，用以调整流经导向叶片叶盆的气流方向及相邻两片导向叶片之间的流通面积。

Description

可调涡轮导向器及成型方法

技术领域

本发明涉及航空涡轮发动机领域，特别地，涉及一种可调涡轮导向器。此外，本发明还涉及一种成型可调涡轮导向器的成型方法。

背景技术

现有的小型航空涡轮发动机在每次工作后停机冷却过程中有金属微裂纹的异响，声音来自热端部件冷却过程中热应力释放并发生微裂纹扩展，常见于涡轮导向器裂纹。某型发动机一级导向叶片(如图1所示)无冷却空气，且由于燃气泄漏而容易烧蚀。现有的涡轮导向器的循环寿命低，主要原因是叶型为直纹面(如图1所示)，导叶将外环和内环径向直线连接，收缩裕度很小。

小型航空涡轮发动机需要降低制造成本，减少重量，并方便在装配时调整涡轮导向器的通道面积使其性能达标。铸造的多晶或单晶涡轮导向器可耐受更高的涡轮前温度，但制造成本特别高、重量重，其通道面积固定，不能调整。低成本的无人机涡喷发动机尤其要降低涡轮导向器的制造成本，且需要在装配时调整涡轮导向器的通道面积使其性能达标。

发明内容

本发明提供了一种可调涡轮导向器及成型方法，以解决现有的涡轮导向器容易因燃气泄漏而烧蚀、循环寿命低、角度调整操作困难的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种可调涡轮导向器，包括：呈环形的内环组件、呈环形且同轴套设于内环组件外的外环组件、及连接于内环组件和外环组件之间的导向叶片，导向叶片的尾沿端面上设有朝其前沿延伸的变形调整缝，变形调整缝连通导向叶片的叶盆和叶背，变形调整缝用于使其一侧的尾沿形成角度可调的可调副翼，用以调整流经导向叶片叶盆的气流方向及相邻两片导向叶片之间的流通面积。

进一步地，变形调整缝的宽度为0.2mm～0.5mm；变形调整缝的长度为导向叶片弦长的1/6～1/4。

进一步地，变形调整缝的数量为一条；或者变形调整缝的数量为两条，两条变形调整缝沿导向叶片的宽度方向间隔布设，且两条变形调整缝之间的尾沿形成可调副翼。

进一步地，导向叶片具有沿可调涡轮导向器的径向弯曲的二维曲率。

进一步地，导向叶片为由薄板焊接、加工成型的焊接件；内环组件和外环组件均为由薄板焊接、加工成型的组焊件。

进一步地，内环组件包括呈环形的内安装法兰、及呈筒状的内安装筒；内安装法兰用于与涡轮发动机的火焰筒内环和内封严环分别相连；内安装筒同轴装设于内安装法兰外，且内安装筒的端面与内安装法兰的外环面焊接固定，内安装筒上对应导向叶片处设有与导向叶片的内空腔连通的内叶型孔。

进一步地，外环组件包括呈筒状的外安装筒、呈环状的涡轮机匣外环、呈筒状的延伸筒、及呈环状的外安装法兰；外安装筒同轴装设于内安装筒外，且外安装筒上对应导向叶片处设有与导向叶片的内空腔连通的外叶型孔；延伸筒同轴装设于外安装筒外，涡轮机匣外环设置于外安装筒和延伸筒之间，且涡轮机匣外环的内环与外安装筒上对应的端面焊接固定，涡轮机匣外环的外环与延伸筒上对应的端面焊接固定；外安装法兰同轴装设于外安装筒外，且外安装法兰的端面与延伸筒上对应的端面焊接固定，外安装环用于与涡轮发动机的燃烧室机匣或动力涡轮机匣或尾喷管焊接固定。

根据本发明的另一方面，还提供了一种可调涡轮导向器的成型方法，用于成型出如上述中任一项的可调涡轮导向器，成型方法包括以下步骤：采用板材焊接、加工成型为具有变形调整缝及沿径向的二维曲率的导向叶片；采用板材焊接、加工成型为内安装法兰、内安装筒、外安装筒、涡轮机匣外环、延伸筒、及外安装法兰；将内安装法兰、内安装筒、外安装筒、涡轮机匣外环、延伸筒、外安装法兰、及导向叶片在约束工装上焊接成型为可调涡轮导向器。

进一步地，导向叶片的成型步骤具体包括：将板材卷成筒并焊接成空心圆管；在空心圆管内填充填充物以使空心圆管变成实心圆管；采用滚轧机将实心圆管滚轧成环状的导叶型材环；将导叶型材环内的填充物去除；将导叶型材环切割成导向叶片毛坯件；将导向叶片毛坯件精加工并开孔、开槽、开缝后形成导向叶片。

进一步地，内安装法兰、内安装筒、外安装筒、涡轮机匣外环、延伸筒、及外安装法兰的成型步骤具体包括：将板材卷成筒并焊接成相应的圆环件或圆筒件；在用于成型为内安装法兰、内安装筒、外安装筒及外安装法兰的圆环件或圆筒件上开孔，在用于成型为外安装筒的圆筒件上采用旋压机成型出喇叭口，在用于成型为外安装法兰的圆环件上采用旋压机加强卷边。

本发明具有以下有益效果：

本发明的可调涡轮导向器中，导向叶片的尾沿上通过线切割加工出变形调整缝，变形调整缝使其一侧的尾沿形成角度可调的可调副翼，从而线切割的变形调整缝既是冷却空气排出通道又是调整导向叶片变形的部位，由于变形调整缝中有冷却空气排出，故而该处不易因燃气泄露而烧蚀，变形调整缝不会继续扩展，导向叶片的冷却效果好，温度低，进而使用寿命长，有冷却空气排出还可提高涡轮前温度，增加整机功率，且变形调整缝处的功率损失小，冷却空气本身微小功率损失可忽略；相比现有导向叶片，本发明导向叶片的内空腔面积没有因加工变形调整缝而改变，导向叶片内流量稳定，涡轮发动机做功效果好；通过调整可调副翼，即可调节流经导向叶片叶盆的气流方向及相邻两片导向叶片之间的流通面积，调整方便、准确，且通过调整气流方向，改变气流的做功能力，达到调整发动机功率的目的，进而达到发动机功率或推力指标，且导向叶片装配时可调，提高了涡轮导向器制造灵活性；

另一方面，线切割形成的可调副翼对气流的作用类似飞机机翼后沿的副翼，本发明中，取消现有的涡轮导向器内的内环裂隙，涡轮效率更高，循环寿命更长；由于线切割的变形调整缝在可调副翼调整后呈剪刀状，缝隙宽度变化微小，故而可调副翼的调整量的参照性更强，更容易测量，而现有的涡轮导向器的内环裂隙型导向叶片在多次调整后容易形成混乱的变形状态，叶片光顺性变差，内环裂隙烧蚀变宽1mm～1.5mm，裂隙调整量很难测准，导向叶片气动效率降低，甚至出现调反的现象；

采用本发明的成型方法成型可调涡轮导向器时，操作简单、容易实施，成型出的可调涡轮导向器的制造成本低、重量较轻；且由于成型出的导向叶片的尾沿上设有变形调整缝，故而本发明的可调涡轮导向器的导向叶片的冷却效果好，温度低，使用寿命长，整机功率提高，导向叶片内流量稳定，涡轮发动机做功效果好，流经导向叶片叶盆的气流方向及相邻两片导向叶片之间的流通面积调整方便、准确，可调副翼的调整量的参照性更强，更容易测量；且由于成型出的导向叶片具有沿径向的二维曲率，故而导向叶片不易开裂，循环寿命长，且热机冷却时异响小。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是现有的导向叶片的空间结构示意图；

图2是本发明优选实施例的可调涡轮导向器的空间结构示意图；

图3是图2中导向叶片的空间结构示意图；

图4是图3中导向叶片的成型过程示意图；

图5是图2的主视结构示意图；

图6是图5的剖视结构示意图。

图例说明

10、内环组件；11、内安装法兰；12、内安装筒；120、内叶型孔；20、外环组件；21、外安装筒；22、涡轮机匣外环；23、延伸筒；24、外安装法兰；30、导向叶片；301、尾沿；302、尾沿端面；303、前沿；304、变形调整缝；305、可调副翼；306、冷气孔；307、冷气槽。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

参照图2和图3，本发明的优选实施例提供了一种可调涡轮导向器，包括：呈环形的内环组件10、呈环形且同轴套设于内环组件10外的外环组件20、及连接于内环组件10和外环组件20之间的导向叶片30，导向叶片30的尾沿端面302上设有朝其前沿303延伸的变形调整缝304，变形调整缝304连通导向叶片30的叶盆和叶背，变形调整缝304用于使其一侧的尾沿301形成角度可调的可调副翼305，用以调整流经导向叶片30叶盆的气流方向及相邻两片导向叶片30之间的流通面积。

目前，导向叶片尾沿需要设置裂隙以方便弯曲尾沿而不引起导向叶片开裂，通过流场分析可知，导向叶片与外环之间的外环裂隙比导向叶片与内环之间的内环裂隙的功率损失大，且只要有内环裂隙就足以微调导向叶片的量而达到功率指标，故而现有技术中，一般在导向叶片的尾沿上加工出后沿台阶，以使导向叶片与内环安装后在两者间形成内环裂隙，且采用氩弧焊封闭后沿台阶以防冷却空气由后沿台阶处排出，如图1所示，由于内环裂隙处无冷却空气排出，故而容易因燃气泄漏而烧蚀，且由于后沿台阶的设置，导致导向叶片内空腔面积变化，气流由于后沿台阶截留后紊流。

而本发明的可调涡轮导向器中，导向叶片30的尾沿301上通过线切割加工出变形调整缝304，变形调整缝304使其一侧的尾沿301形成角度可调的可调副翼305，从而线切割的变形调整缝304既是冷却空气排出通道又是调整导向叶片变形的部位，由于变形调整缝304中有冷却空气排出，故而该处不易因燃气泄露而烧蚀，变形调整缝304不会继续扩展，导向叶片的冷却效果好，温度低，进而使用寿命长，有冷却空气排出还可提高涡轮前温度，增加整机功率，且变形调整缝304处的功率损失小，冷却空气本身微小功率损失可忽略；相比现有导向叶片，本发明导向叶片的内空腔面积没有因加工变形调整缝304而改变，导向叶片内流量稳定，涡轮发动机做功效果好；通过调整可调副翼305，即可调节流经导向叶片30叶盆的气流方向及相邻两片导向叶片30之间的流通面积，调整方便、准确，且通过调整气流方向，改变气流的做功能力，达到调整发动机功率的目的，进而达到发动机功率或推力指标，且导向叶片装配时可调，提高了涡轮导向器制造灵活性。

另一方面，线切割形成的可调副翼305对气流的作用类似飞机机翼后沿的副翼，本发明中，取消现有的涡轮导向器内的内环裂隙，涡轮效率更高，循环寿命更长；由于线切割的变形调整缝304在可调副翼305调整后呈剪刀状，缝隙宽度变化微小，故而可调副翼305的调整量的参照性更强，更容易测量，而现有的涡轮导向器的内环裂隙型导向叶片在多次调整后容易形成混乱的变形状态，叶片光顺性变差，内环裂隙烧蚀变宽1mm～1.5mm，裂隙调整量很难测准，导向叶片气动效率降低，甚至出现调反的现象。

可选地，如图3所示，变形调整缝304的宽度为0.2mm～0.5mm。变形调整缝304的宽度大于0.5mm时，气流泄露较多，影响发动机的气动效率；变形调整缝304的宽度小于0.2mm时，调整缝难加工而且缝端应力集中易开裂。变形调整缝304的长度为导向叶片30弦长的1/6～1/4。变形调整缝304的长度小于导向叶片30弦长的1/6时，变形调整缝304较短，影响可调副翼305的调整操作，且调整效果弱，，；变形调整缝304的长度大于导向叶片30弦长的1/4时，变形调整缝304较长，影响导向叶片的整体刚度，且冷气泄漏太多。

可选地，变形调整缝304的数量为一条。或者变形调整缝304的数量为两条，两条变形调整缝304沿导向叶片30的宽度方向间隔布设，且两条变形调整缝304之间的尾沿301形成可调副翼305，如图3所示。当变形调整缝304的数量为两条时，可调副翼305的角度调整操作简单，容易实施。

可选地，如图3所示，导向叶片30具有沿可调涡轮导向器的径向弯曲的二维曲率。相比现有技术的直纹面导向叶片，本发明的导向叶片30由于具有沿可调涡轮导向器的径向弯曲的二维曲率，故而可在热胀冷缩时通过其曲率的变化使热应力和裂纹减少，进而使导向叶片不易开裂，循环寿命长，且热机冷却时异响小。

可选地，如图3所示，导向叶片30前沿303的两侧各设有一排沿宽度方向依次间隔布设的冷气孔306，冷气孔306与导向叶片30的内空腔连通。导向叶片30的尾沿端面302上设有沿宽度方向依次间隔布设的冷气槽307，冷气槽307与导向叶片30的内空腔连通。

可选地，本发明中，导向叶片30为由薄板焊接、加工成型的焊接件。内环组件10和外环组件20均为由薄板焊接、加工成型的组焊件。由于导向叶片30、内环组件10、及外环组件20分别为焊接件或组焊件，故而本发明的可调涡轮导向器制造成本低、重量较轻，适合小型航空涡轮发动机，而采用陶瓷芯的铸造气冷导向叶片的造价高很多倍。

可选地，如图5和图6所示，内环组件10包括呈环形的内安装法兰11、及呈筒状的内安装筒12。内安装法兰11用于与涡轮发动机的火焰筒内环和内封严环分别相连。内安装筒12同轴装设于内安装法兰11外，且内安装筒12的端面与内安装法兰11的外环面焊接固定，内安装筒12上对应导向叶片30处设有与导向叶片30的内空腔连通的内叶型孔120。

可选地，如图5和图6所示，外环组件20包括呈筒状的外安装筒21、呈环状的涡轮机匣外环22、呈筒状的延伸筒23、及呈环状的外安装法兰24。外安装筒21同轴装设于内安装筒12外，且外安装筒21上对应导向叶片30处设有与导向叶片30的内空腔连通的外叶型孔。延伸筒23同轴装设于外安装筒21外，涡轮机匣外环22设置于外安装筒21和延伸筒23之间，且涡轮机匣外环22的内环与外安装筒21上对应的端面焊接固定，涡轮机匣外环22的外环与延伸筒23上对应的端面焊接固定。外安装法兰24同轴装设于外安装筒21外，且外安装法兰24的端面与延伸筒23上对应的端面焊接固定，外安装环用于与涡轮发动机的燃烧室机匣或动力涡轮机匣或尾喷管焊接固定。

参照图3-图6，本发明的优选实施例还提供了一种可调涡轮导向器的成型方法，用于成型出如上述中任一项的可调涡轮导向器，成型方法包括以下步骤：

采用板材焊接、加工成型为具有变形调整缝304及沿径向的二维曲率的导向叶片30。

采用板材焊接、加工成型为内安装法兰11、内安装筒12、外安装筒21、涡轮机匣外环22、延伸筒23、及外安装法兰24。

将内安装法兰11、内安装筒12、外安装筒21、涡轮机匣外环22、延伸筒23、外安装法兰24、及导向叶片30在约束工装上焊接成型为可调涡轮导向器。

采用本发明的成型方法成型可调涡轮导向器时，操作简单、容易实施，成型出的可调涡轮导向器的制造成本低、重量较轻；且由于成型出的导向叶片30的尾沿301上设有变形调整缝304，故而本发明的可调涡轮导向器的导向叶片的冷却效果好，温度低，使用寿命长，整机功率提高，导向叶片内流量稳定，涡轮发动机做功效果好，流经导向叶片30叶盆的气流方向及相邻两片导向叶片30之间的流通面积调整方便、准确，可调副翼305的调整量的参照性更强，更容易测量；且由于成型出的导向叶片30具有沿径向的二维曲率，故而导向叶片不易开裂，循环寿命长，且热机冷却时异响小。

可选地，如图4所示，导向叶片30的成型步骤具体包括：

将板材卷成筒并焊接成空心圆管；

在空心圆管内填充填充物以使空心圆管变成实心圆管；

采用滚轧机将实心圆管滚轧成环状的导叶型材环；

将导叶型材环内的填充物去除；

将导叶型材环切割成导向叶片毛坯件；

将导向叶片毛坯件精加工并开孔、开槽、开缝后形成导向叶片30；

具体地，采用GH188板材卷成筒，并采用氩弧焊焊接成空心圆管。实际加工过程中，发明人经过许多次不同的尝试后获知，低熔点铅锡合金为较好的填充物，低熔点铅锡合金的填充使实心圆管轧制过程中变形均匀，不易出现局部凸起或突变，且轧制后低熔点铅锡合金容易去除，不与空心圆管产生反应，性能稳定。轧制实心圆管时，实心圆管在轧制机的作用下依次成型为环状的实心圆管--环状且截面为椭圆形的实心椭圆管—环状且截面为导向叶片截面的导叶型材环，且在滚轧机出口并不校直导叶型材环，而是呈圆环形滚出来，圆环半径一米左右，并滚轧要求氩弧焊缝分布在叶盆靠前沿部位。通过加热法或化学试剂法除去导叶型材环内的低熔点铅锡合金。将导叶型材环切割成导向叶片毛坯件后，对毛坯件进行精加工，再在导向叶片的前沿两侧各钻一排直径为0.4mm的冷却气膜孔，在导向叶片30的尾沿上电火花打一排宽0.5mm的长方形冷气孔，在尾沿上线切割出两条变形调整缝。薄板导叶壁厚均匀，通过冷气的截面最大，传导散热性能也很好。

本发明中，利用滚轧机对灌铸低熔点合金的钢管进行滚轧，不仅能轧成椭圆钢管，还可进一步滚轧成流线型叶型面钢管，直母线钢管滚轧成圆环管，从而快速批量地制造具有二维曲率的导向叶片。

可选地，内安装法兰11、内安装筒12、外安装筒21、涡轮机匣外环22、延伸筒23、及外安装法兰24的成型步骤具体包括：

将板材卷成筒并焊接成相应的圆环件或圆筒件。

在用于成型为内安装法兰11、内安装筒12、外安装筒21及外安装法兰24的圆环件或圆筒件上开孔，在用于成型为外安装筒21的圆筒件上采用旋压机成型出喇叭口，在用于成型为外安装法兰24的圆环件上采用旋压机加强卷边。

具体地，采用GH188板材卷成筒，并采用氩弧焊焊接成相应的圆环件或圆筒件；然后在旋压机上加工出喇叭口，并加强卷边，且激光切割均布的叶型孔。涡轮导向器的外环组件20、内环组件10及多片导向叶片30(本发明中，导向叶片30的数量为素数，以与涡轮叶片在工作中尽可能不对准，进而提高工作效率)组合后在约束工装上高温钎焊。高温钎焊时，首先将导向叶片30与内安装筒12和外安装筒21分别焊接，然后再进行其它的焊接。高温钎焊可焊接氩弧焊焊枪无法到达的地方，可形成比较光滑的浸润圆角，焊接质量好。

将装配好的可调涡轮导向器装配到涡轮发动机上时，调整涡轮导向器，并不是发动机工作时随时调整导向叶片30的安装角。目前，在航空发动机高温的一级涡轮导向器上随时调整导向叶片的安装角是不现实的，活动的机械结构与提高涡轮进口温度、延长涡轮导向器寿命、提高发动机可靠性是非常矛盾的；仅有少数坦克燃气轮机在低压动力涡轮导向器上安装机械可调导向叶片。但是本发明专利采用装配时钣金弯曲塑性变形的方案，达到微调高温导向叶片之间的流通面积和角度的目的，涡轴航空发动机经常需要微调导向叶片达到功率指标。无人机用的涡喷发动机以前需要微调尾喷管面积提高推力，但同时有降低涡喷发动机加速性的副作用。采用本发明的薄板焊接成型可调涡轮导向器，不用调节尾喷管，装配时调节导向叶片就可使推力和发动机加速性同步达标。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。

Claims (7)

1.一种可调涡轮导向器，包括：呈环形的内环组件(10)、呈环形且同轴套设于所述内环组件(10)外的外环组件(20)、及连接于所述内环组件(10)和所述外环组件(20)之间的导向叶片(30)，其特征在于，

所述导向叶片(30)的尾沿端面(302)上设有朝其前沿(303)延伸的变形调整缝(304)，所述变形调整缝(304)连通所述导向叶片(30)的叶盆和叶背，所述变形调整缝(304)用于使其一侧的尾沿(301)形成角度可调的可调副翼(305)，用以调整流经所述导向叶片(30)叶盆的气流方向及相邻两片所述导向叶片(30)之间的流通面积；

所述导向叶片(30)为由薄板焊接、加工成型的焊接件；所述内环组件(10)和所述外环组件(20)均为由薄板焊接、加工成型的组焊件；

所述内环组件(10)包括呈环形的内安装法兰(11)、及呈筒状的内安装筒(12)；所述内安装法兰(11)用于与涡轮发动机的火焰筒内环和内封严环分别相连；所述内安装筒(12)同轴装设于所述内安装法兰(11)外，且所述内安装筒(12)的端面与所述内安装法兰(11)的外环面焊接固定，所述内安装筒(12)上对应所述导向叶片(30)处设有与所述导向叶片(30)的内空腔连通的内叶型孔(120)；

所述外环组件(20)包括呈筒状的外安装筒(21)、呈环状的涡轮机匣外环(22)、呈筒状的延伸筒(23)、及呈环状的外安装法兰(24)；所述外安装筒(21)同轴装设于所述内安装筒(12)外，且所述外安装筒(21)上对应所述导向叶片(30)处设有与所述导向叶片(30)的内空腔连通的外叶型孔；所述延伸筒(23)同轴装设于所述外安装筒(21)外，所述涡轮机匣外环(22)设置于所述外安装筒(21)和所述延伸筒(23)之间，且所述涡轮机匣外环(22)的内环与所述外安装筒(21)上对应的端面焊接固定，所述涡轮机匣外环(22)的外环与所述延伸筒(23)上对应的端面焊接固定；所述外安装法兰(24)同轴装设于所述外安装筒(21)外，且所述外安装法兰(24)的端面与所述延伸筒(23)上对应的端面焊接固定，所述外安装法兰(24)用于与所述涡轮发动机的燃烧室机匣或动力涡轮机匣或尾喷管焊接固定。

2.根据权利要求1所述的可调涡轮导向器，其特征在于，

所述变形调整缝(304)的宽度为0.2mm～0.5mm；

所述变形调整缝(304)的长度为所述导向叶片(30)弦长的1/6～1/4。

3.根据权利要求1所述的可调涡轮导向器，其特征在于，

所述变形调整缝(304)的数量为一条；或者

所述变形调整缝(304)的数量为两条，两条所述变形调整缝(304)沿所述导向叶片(30)的宽度方向间隔布设，且两条所述变形调整缝(304)之间的所述尾沿(301)形成所述可调副翼(305)。

4.根据权利要求1所述的可调涡轮导向器，其特征在于，

所述导向叶片(30)具有沿所述可调涡轮导向器的径向弯曲的二维曲率。

5.一种可调涡轮导向器的成型方法，其特征在于，用于成型出如权利要求1-4中任一项所述的可调涡轮导向器，成型方法包括以下步骤：

采用板材焊接、加工成型为具有变形调整缝(304)及沿径向的二维曲率的导向叶片(30)；

采用板材焊接、加工成型为内安装法兰(11)、内安装筒(12)、外安装筒(21)、涡轮机匣外环(22)、延伸筒(23)、及外安装法兰(24)；

将内安装法兰(11)、内安装筒(12)、外安装筒(21)、涡轮机匣外环(22)、延伸筒(23)、外安装法兰(24)、及导向叶片(30)在约束工装上焊接成型为可调涡轮导向器。

6.根据权利要求5所述的可调涡轮导向器的成型方法，其特征在于，导向叶片(30)的成型步骤具体包括：

将板材卷成筒并焊接成空心圆管；

在空心圆管内填充填充物以使空心圆管变成实心圆管；

采用滚轧机将实心圆管滚轧成环状的导叶型材环；

将导叶型材环内的填充物去除；

将导叶型材环切割成导向叶片毛坯件；

将导向叶片毛坯件精加工并开孔、开槽、开缝后形成导向叶片(30)。

7.根据权利要求5所述的可调涡轮导向器的成型方法，其特征在于，内安装法兰(11)、内安装筒(12)、外安装筒(21)、涡轮机匣外环(22)、延伸筒(23)、及外安装法兰(24)的成型步骤具体包括：

将板材卷成筒并焊接成相应的圆环件或圆筒件；

在用于成型为内安装法兰(11)、内安装筒(12)、外安装筒(21)及外安装法兰(24)的圆环件或圆筒件上开孔，在用于成型为外安装筒(21)的圆筒件上采用旋压机成型出喇叭口，在用于成型为外安装法兰(24)的圆环件上采用旋压机加强卷边。

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