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    本实用新型的一种航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，包括壳体内部设置动力涡轮，动力涡轮上对应设置喷嘴环，壳体上设置蜗壳进口，壳体内部设置环形流道；所述环形流道包括蜗壳流道一、蜗壳流道二两个，两个分别对称设置在喷嘴环的两侧；通过蜗壳进口输送的流体工质进入蜗壳流道一、蜗壳流道二双侧蜗壳流道形成的大截面流道后会减速，实现扩压效果，从而在喷嘴环进口形成小流速高静压区域。本实用新型在满足结构强度的条件下将冲压涡轮内部实体支承结构掏空形成喷嘴两侧的双蜗壳流道，在不增加冲压涡轮体积的前提下增大蜗壳流道截面积，实现对高速冲压空气减速扩压的目的，更加有利于冲压涡轮的高效工作，同时还可以减轻冲压涡轮重量，降低载机载荷。
    公开号:CN214330752U
    申请号:CN202022841579.8U
    申请日:2020-11-30
    公开日:2021-10-01
    发明作者:绳春晨；谢洪涛；高维浩；罗高乔；满长才
    申请人:China Electronics Technology Group Corp No 16 Institute；
    IPC主号:F02C3-04
    专利说明:
    [n0001] 本实用新型涉及涡轮膨胀机和空气制冷技术领域，具体涉及一种航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳。
    [n0002] 军用飞机普遍通过加挂吊舱来提高战术性能，在电子对抗、侦察、导航和制导等领域拓展机载功能和性能。为保证吊舱电子设备可靠工作必须在吊舱中装备独立的环境控制系统，吊舱环控系统通常采用冲压涡轮为核心制冷方案。
    [n0003] 飞机飞行产生的冲压空气通过吊舱进气道进入涡轮，驱动制冷涡轮高速旋转，实现工质焓降，并通过主轴将工质膨胀释放的能量以机械功的方式传递给另外一端的压气机，舱内低压空气被压缩涡轮增压后排出舱外形成开式循环，同时压气机的抽吸作用可降低舱内压力并提升制冷涡轮膨胀比及制冷性能。由于冲压制冷涡轮采用冲压空气作为动力源，无需耗电，且制冷能力随马赫数增加而增加，可在一定范围内克服气动热载荷随马赫数增大而上升的影响。为了更好的满足电子吊舱对制冷量不断增大的要求，出现了动力涡轮驱动的冲压涡轮制冷方案，部分冲压空气通过额外附加的动力涡轮膨胀输出功，可以增大制冷涡轮进气度，使系统尽可能多的工作在设计工况下，从而获得较大的涡轮温降和制冷量，可解决典型冲压涡轮轮径设计尺寸偏大、非设计工况工作效率低等问题，是国内外主流吊舱采用的主要环控制冷方式。
    [n0004] 如图1所示，制冷涡轮和动力涡轮统称工作轮，可利用冲压空气在自身流道中流动时的速度变化来进行能量转换，并由工作轮轴输出外功，从而降低涡轮出口空气的内能和温度，实现制冷。工作轮的通流部分按气流流过的顺序可分为蜗壳、喷嘴、叶轮及出口扩压器四部分组成。吊舱进气道引入的冲压空气经蜗壳导流后被分配到喷嘴环入口，通常而言在蜗壳流动的气体除流动损失外无能量转换，经蜗壳导流的气流通过喷嘴内部的收缩通道或缩放型通道后被加速，在喷嘴中实现初步膨胀，获得了部分温降和较大的速度后推动叶轮高速旋转，对外输出轴工，并在其中继续膨胀降温，进一步降低比焓和温度。
    [n0005] 不同于地面应用场景，采用航空冲压空气驱动的冲压制冷涡轮具备流量大、入口气流速度高、总压低、温度高、密度小等特点，为保障安装在吊舱内部的冲压涡轮具备足够的进气量，吊舱进气道管径会大于涡轮正常进气所需管径，以弥补高速气流(通常在马赫数0.65以上)在进气道内发生的流动损失，高速的冲压空气未经扩压减速进入喷嘴时会发生流场紊乱、涡流损失升高、喷嘴内膨胀不充分等不利于冲压涡轮工作的因素出现，影响涡轮制冷效率。而在亚音速情况下利用渐扩进气道在气流进入涡轮前对其扩压又需要增大进气道截面积和体积，很大程度上占用舱内设备空间，不利于航空机载设备工作。因此可采用增大蜗壳截面积方式，利用蜗壳内空间实现高速气流的减速和扩压缓冲。然而，对于动力涡轮驱动的航空冲压制冷涡轮而言，由于动力涡轮位于涡轮整机机壳中部，受中部轴承、主轴、支承结构等影响，采用增大单侧进气蜗壳截面积的形式会增大涡轮体积，同样会占用舱内设备空间，有悖于航空机载条件下对舱内设备的体积重量提出的严苛要求。
    [n0006] 本实用新型提出的一种航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，可解决利用进气道扩压管扩压带来的体积占用问题，和采用增大单侧蜗壳截面积进行扩压带来的涡轮体积增大问题，同时为了有效利用冲压涡轮内部空间。
    [n0007] 为实现上述目的，本实用新型采用了以下技术方案：
    [n0008] 一种航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，包括壳体，壳体的内部设置动力涡轮，动力涡轮进口处对应设置喷嘴环，喷嘴环用于将流体工质的总压转换成速度，为动力涡轮提供驱动力矩；
    [n0009] 所述壳体上设置蜗壳进口，壳体内部设置环形流道；
    [n0010] 壳体上设置气流出口管道，气流经气流出口管道流出；
    [n0011] 所述环形流道包括蜗壳流道一、蜗壳流道二两个，两个分别对称设置在喷嘴环的两侧；
    [n0012] 蜗壳进口与进气道连接，用于输送流体工质，通过蜗壳进口输送的流体工质进入蜗壳流道一、蜗壳流道二双侧蜗壳流道形成的大截面流道后会减速，实现扩压效果，从而在喷嘴环进口形成小流速高静压区域。
    [n0013] 进一步的，所述蜗壳流道二为动力涡轮原本的蜗壳流道，蜗壳流道二采用车削加工成型的方式制作成为等截面形式。
    [n0014] 进一步的，所述蜗壳流道一为利用冲压涡轮内部支承结构又增加设置的蜗壳流道，蜗壳流道一采用车削加工成型的方式制作成为等截面形式。
    [n0015] 进一步的，所述喷嘴环为铣削成型制作的矩形截面喷嘴，安装在两侧蜗壳流道的中间。
    [n0016] 进一步的，动力涡轮为铣削加工成型的动力涡轮，采用高速轴承和转轴支承旋转，安装于喷嘴环、蜗壳流道一、蜗壳流道二的轴心位置。
    [n0017] 进一步的，喷嘴环与蜗壳流道一为一体加工而成。
    [n0018] 进一步的，蜗壳流道一通过螺钉与壳体紧固。
    [n0019] 进一步的，蜗壳流道二与壳体在接缝处焊接连接。
    [n0020] 本实用新型提出一种具有扩压功能的双侧进气蜗壳，利用航空冲压涡轮内部的支承结构空间设置动力涡轮蜗壳流道，与原蜗壳流道配合使用增大蜗壳流道截面积，起到对涡轮入口航空冲压空气的减速扩压作用。同时可在冲压涡轮体积不变的条件下降低重量。具体的说，利用机壳内部喷嘴两侧空间做为蜗壳流道，提升喷嘴入口前的通流截面积，在近似绝热状态下通过截面积和容积的增加对气流体进行减速扩压，使其接近滞止状态，有效降低涡轮通流部分流动损失，在喷嘴内的膨胀更接近理想状态，可大幅提升制冷效率。同时，在不影响结构强度的条件下将涡轮内部的实体部分掏空为流道，可降低机体重量，对于航空应用更加友好。
    [n0021] 本实用新型利用拓扑优化的方式，在保证涡轮内结构强度和加工性的基础上利用冲压涡轮机壳内部喷嘴两侧空间设置流道，增大蜗壳截面积和内容积，对高速冲压气流进行减速扩压，以实现在较小的压力损失条件下实现喷嘴的均匀进气，减少摩擦损失和涡流损失，提高涡轮工作效率。
    [n0022] 本实用新型在动力涡轮驱动的航空冲压涡轮内部，将动力轮喷嘴的两侧的实体结构部分设计加工成蜗壳流道，即双侧进气蜗壳，均为上蜗壳形式，位于喷嘴环两侧，该蜗壳流道为连接入口管道和喷嘴的相对密封环形空间，在保证结构强度的条件下通过强度校核将蜗壳流道截面积最大化。冲压空气经进气道进入涡轮后首先进入喷嘴两侧的蜗壳流道内，在气流沿蜗壳流道周向流动过程中不断从喷嘴进口两侧径向流向喷嘴内部。双侧蜗壳的引入大幅提升了流道截面积，使得蜗壳内相同流量下气流速度显著降低，通常可控制在12m/s以内，无需采用传统蜗壳为满足轴对称排气、保证蜗壳出口内圆周向气流速度(通常在15-20m/s)不变的变截面设计，故双侧蜗壳流道可采用等截面的形式降低制造难度。
    [n0023] 由上述技术方案可知，本实用新型的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，涉及一种涡轮膨胀机蜗壳形式，属于涡轮膨胀机和空气制冷领域，具体为一种利用喷嘴两侧空间进行导流和扩压缓冲的流道，可应用于采用大气量、大流速、小静压的来流空气驱动工作的透平膨胀机中，在航空环控空调领域对制冷涡轮重量载荷、体积载荷等要求较为苛刻场合适用性较高。冲压制冷涡轮采用飞机飞行产生的冲压空气所驱动，入口气流具备静压低、流速大、动压高的特点，为降低高速气流进入喷嘴前在蜗壳内的产生的流动损失，确保气流均匀进入喷嘴后可平稳膨胀加速，防止涡流出现影响制冷效率，同时也为减少在飞机在亚音速飞行时因采用渐扩型扩压管完成气流动压向静压的转换时造成的舱内空间占用，本实用新型提出了一种在喷嘴双侧进气扩压导流的蜗壳形式，可有效利用冲压涡轮内部空间进行高速流体分流，在降低蜗壳内气流速度的同时，使高速冲压空气在大截面蜗壳内完成扩压，可有效的提升喷嘴入口静压，降低流速、减少涡流及摩擦损失，从而提升冲压涡轮制冷效率，可满足航空机载条件下对制冷设备性能和空间占用的严苛要求。
    [n0024] 总而言之，本实用新型利用结构拓扑优化的方式在满足结构强度的条件下将冲压涡轮内部实体支承结构掏空形成喷嘴两侧的双蜗壳流道，在不增加冲压涡轮体积的前提下增大蜗壳流道截面积，实现对高速冲压空气减速扩压的目的，更加有利于冲压涡轮的高效工作，同时还可以减轻冲压涡轮重量，降低载机载荷。
    [n0025] 图1是动力涡轮驱动的冲压涡轮制冷方案；
    [n0026] 图2是本实用新型蜗壳的结构示意图；
    [n0027] 图3是本实用新型蜗壳的气流方向示意图。
    [n0028] 为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。
    [n0029] 本实施例所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，如图2所示，1为动力涡轮矩形截面喷嘴环，用于将流体工质的总压转换成速度，为动力涡轮5提供充足的驱动力矩；图中2为动力涡轮蜗壳进口，与进气道连接，用于为喷嘴和动力涡轮输送流体工质。图中3为喷嘴一侧环形等截面蜗壳流道，用于将内部气流均匀分配到喷嘴环入口；图中4为喷嘴另一侧环形等截面蜗壳流道；通过蜗壳进口2输送的高流速小静压流体工质进入蜗壳流道一3、蜗壳流道二4双侧蜗壳流道形成的大截面流道后会充分减速，在近似绝热的条件下实现扩压效果，从而在喷嘴进口形成小流速高静压区域。图中5为动力涡轮，在图中1为喷嘴出口高速气流的推动下高速旋转，对外输出轴工，使流体工质比焓和温度降低，实现制冷功能。图中6为涡轮整机的壳体，为内部流道和部件提供密封和支撑。
    [n0030] 图2中4为动力涡轮原本的蜗壳流道，采用车削加工成型的方式制作成为等截面形式，图中3为利用冲压涡轮内部支承结构优化成型的蜗壳流道，也采用车削加工成型的方式制作成为等截面形式，环形流道不用必须是等截面的，传统的流道为了符合平面自由涡的规律是要做成变截面的，但是变截面的实施难度大成本高，本实用新型采用双侧蜗壳后，流道截面积加大，气流速度小，做成等截面的更省成本，也易于实现。
    [n0031] 图2中1为铣削成型制作的矩形截面喷嘴，安装两侧蜗壳流道的中间，图中5为铣削加工成型的动力涡轮，采用高速轴承和转轴支承旋转，安装于图2中的喷嘴环1、蜗壳流道一3、蜗壳流道二4的轴心，在经喷嘴环1平稳加速后的高速气流推动下高速旋转输出轴工，实现工质的焓降和温降。
    [n0032] 具体的说，喷嘴环1与蜗壳流道3为一体加工而成，蜗壳流道3通过螺钉7与壳体6紧固，蜗壳流道4与壳体6在接缝处焊接连接，气流经气流出口管道8流出。
    [n0033] 本实用新型蜗壳的气流方向如图3所示，以下对本实用新型的具体原理进行分析说明：
    [n0034] 图1中冲压涡轮制冷方案入口的冲压空气总温可表示为：
    [n0035] tt＝ts(1+Ma2/5)
    [n0036] 总压可表示为：
    [n0037]
    [n0038] 当地音速为：
    [n0039]
    [n0040] 当飞机在300米高空以马赫数0.65飞行时，在环境温度为38℃、大气压力为99kPa的条件下，冲压空气的总温为64℃，总压为129kPa，当地音速为340m/s，马赫数0.65对应的气流速度为221m/s。由流体力学可知阻力损失正比于流速的平方，时速为221m/s的高速气流在进入喷嘴前的流道中流动时会造成极大的阻力损失，总压损失高达10％，对于入口总压较低的冲压涡轮工作而言影响较大，故该部分冲压空气在进入喷嘴和涡轮前必须经过充分减速扩压。
    [n0041] 气流截面速度和流量的关系可表示为：
    [n0042] q＝ρvA
    [n0043] 当冲压涡轮设计气量为400kg/h时，截面积为0.004㎡蜗壳入口处气流速度为21m/s，采用图2双侧进气的蜗壳形式后两侧入口气流速度为10.5m/s，且随着气流沿着蜗壳流动不断进入喷嘴的同时，在蜗壳入口远端的流量会逐渐降低，从而使得蜗壳内气流速度进一步下降，接近滞止状态，由于蜗壳内的气体流动可视为绝热过程，未发生能量转换，因次蜗壳内部气流的总压不变，动压下降，静压升高，达到减速扩压的目标，对于上述使用工况十分必要。
    [n0044] 由上可知，本实用新型的一种具有扩压功能的航空冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，在于利用航空冲压涡轮内部的支承结构空间设置动力涡轮蜗壳流道，与原蜗壳流道配合使用增大蜗壳流道截面积，起到对涡轮入口航空冲压空气的减速扩压作用。同时可在冲压涡轮体积不变的条件下降低重量。所述的双侧进气蜗壳，均为上蜗壳形式，位于喷嘴环两侧。
    [n0045] 本实用新型的一种具有扩压功能的航空冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，用于采用航空冲压空气作为动力源和制冷工质的机载环控制冷涡轮，可通过增大蜗壳内部流通截面积对大气量、高流速、小静压的航空冲压空气进行减速扩压，减少流动损失，提升制冷效率。同时由于经过扩压后的气流速度较低，接近滞止状态，无需满足传统蜗壳变截面的轴对称排气要求，可采用等截面蜗壳形式，降低蜗道加工难度。双侧进气蜗壳位于冲压制冷涡轮内部，动力涡轮喷嘴的两侧，可有效利用涡轮内部支承结构空间，无需增大整体体积，同时可降低机体重量，对于航空机载应用更为友好。
    [n0046] 以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，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实用新型各实施例技术方案的精神和范围。
    权利要求:
    Claims (8)
    [0001] 1.一种航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，包括壳体(6)，壳体(6)的内部设置动力涡轮(5)，动力涡轮(5)上对应设置喷嘴环(1)，喷嘴环(1)用于将流体工质的总压转换成速度，为动力涡轮(5)提供驱动力矩；
    所述壳体(6)上设置蜗壳进口(2)，壳体(6)内部设置环形流道；
    壳体(6)上设置气流出口管道(8)，气流经气流出口管道8流出；
    其特征在于：
    所述环形流道包括蜗壳流道一(3)、蜗壳流道二(4)两个，两个分别对称设置在喷嘴环(1)的两侧；
    蜗壳进口(2)与进气道连接，用于输送流体工质，通过蜗壳进口(2)输送的流体工质进入蜗壳流道一(3)、蜗壳流道二(4)双侧蜗壳流道形成的大截面流道后会减速，实现扩压效果，从而在喷嘴环(1)进口形成小流速高静压区域。
    [0002] 2.根据权利要求1所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，其特征在于：所述蜗壳流道二(4)为动力涡轮(5)原本的蜗壳流道，蜗壳流道二(4)采用车削加工成型的方式制作成为等截面形式。
    [0003] 3.根据权利要求2所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，其特征在于：所述蜗壳流道一(3)为利用冲压涡轮内部支承结构又增加设置的蜗壳流道，蜗壳流道一(3)采用车削加工成型的方式制作成为等截面形式。
    [0004] 4.根据权利要求1所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，其特征在于：所述喷嘴环(1)为铣削成型制作的矩形截面喷嘴，安装在两侧蜗壳流道的中间。
    [0005] 5.根据权利要求1所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，其特征在于：动力涡轮(5)为铣削加工成型的动力涡轮，采用高速轴承和转轴支承旋转，安装于喷嘴环(1)、蜗壳流道一(3)、蜗壳流道二(4)的轴心位置。
    [0006] 6.根据权利要求1所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，其特征在于：喷嘴环(1)与蜗壳流道一(3)为一体加工而成。
    [0007] 7.根据权利要求1所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，其特征在于：蜗壳流道一(3)通过螺钉(7)与壳体(6)紧固。
    [0008] 8.根据权利要求1所述的航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳，其特征在于：蜗壳流道二(4)与壳体(6)在接缝处焊接连接。
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    公开号 | 公开日
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    公开号 | 申请日 | 公开日 | 申请人 | 专利标题
    法律状态:
    2021-10-01| GR01| Patent grant|
    2021-10-01| GR01| Patent grant|
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