专利名称：一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空活塞发动机涡轮增压技术领域，具体涉及一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器。
背景技术：
由于海拔升高，大气压力下降，空气密度减小，空气中含氧量降低，平均气温下降，其结果是进入发动机的空气量减少，发动机的功率下降，为了恢复发动机功率，必须要在航空发动机上安装涡轮增压器，以满足飞行器高空、长航时和飞行可靠性的要求。一般的航空涡轮增压器通常采用一个涡轮带动一个压气机的单级增压形式(1T1C)或者两个涡轮分别带动两个压气机的两级并联形式(1T1C+1T1C)，前者对飞行器飞行高度的提升十分有限，后者在占用较大体积的同时会显著增加发动机的质量，不利于高·空飞行。为了解决这个问题，发明了一种由一个涡轮同时带动两个压气机工作的两级串联式涡轮增压器(1T2C)。
发明内容
本发明的目的是为航空活塞发动机提供一种结构简单、重量轻、高可靠性、满足高空密封要求的1T2C两级涡轮增压器。发动机排出的废气具有较高的温度和一定的压力，废气经过涡轮蜗壳以一定的角度冲向涡轮，推动涡轮高速转动，涡轮带动与其同轴的低压压气机叶轮和高压压气机叶轮同步转动，高速转动的叶轮压送由空气滤清器管道送来的空气，空气首先在低压压气机壳内被低压压气机叶轮压缩，然后被送到高压压气机壳内被高压压气机叶轮进一步压缩，最后送入气缸内。本发明所述的一种用于航空活塞发动机的1T2C两级涡轮增压器，包括转子总成、前支撑总成、后支撑总成、涡轮蜗壳、压气机壳等；其中，低压压气机壳、前支撑总成、高压压气机壳、后支撑总成以及涡轮蜗壳从前至后依次连接形成所述涡轮增压器的壳体部分，所述转子总成设置于该壳体部分中。前支撑总成和后支撑总成是径向载荷和轴向载荷的主要承力部件，转子总成包括涡轮轴焊合、高压压气机叶轮、低压压气机叶轮、压紧螺母，各零件通过压紧螺母锁紧到一起，涡轮轴为涡轮增压器的设计和装配基准。所述的涡轮增压器的轴承布置形式对整个涡轮增压器的结构有很大影响，它决定涡轮和压气机叶轮以及轴承的相互位置。本发明的涡轮、低压压气机叶轮和高压压气机叶轮安装在同一个传动轴上，通过自锁紧螺母锁紧一起转动。所述的转子采用了内支撑方案，主支撑位于涡轮和高压压气机之间，由两个滚动轴承组成，可承受较大的载荷，在安装形式上采用背靠背的方式。辅助支撑位于高压压气机和低压压气机之间，由一个滚动轴承组成。所述的涡轮增压器按照承受和传递负荷的具体情况，采用外传力方案，其传力路线是涡轮增压器转子系统工作时所产生的各种径向负荷，如径向力、质量惯性力和惯性力矩等均通过滚动轴承传递给前后支撑总成；涡轮增压器转子系统工作时所产生的各种轴向负荷，如轴向力、重力等也通过滚动轴承传递给前后支撑总成。径向负荷和轴向负荷又经连接在前后支撑总成、涡轮蜗壳和压气机壳的螺栓传递给涡轮蜗壳和压气机壳壳体，然后传到涡轮增压器安装节上。所述的后支撑总成结构采用了薄壁不锈钢焊接结构，可以有效降低后支撑的刚度，缓冲转子的不平衡冲击。所述的后支撑总成中，采用了水冷式结构，由五个进水管和五个排水管组成，各水管成一定角度的径向分布。冷却水经一个主进水管进入水套，然后依次分别经其他四个进水管喷水，经过焊接件的内腔时带走热量，随后从排水管排出。所述的后支撑总成中，轴承的润滑方式采用了油气润滑结构，油气沿进气道、轴承内腔、排气道分别对两个轴承进行润滑。
所述的压气机壳采用组合式结构，由5个子壳通过螺栓和螺钉组接而成。本发明的优点在于(I)增压器结构简单，重量轻，采用了一个涡轮带动两个压气机的结构，既满足了飞行器高空飞行的要求，又减轻了发动机重量，具有高可靠性，密封性好等特点，可以满足高空密封要求。(2)转子支撑采用了内支撑方式，有效减少转子轴向尺寸，降低转子质量，增加了轴的刚性，提高了转子的动力特性。(3)轴承不妨碍气体的流动，低压压气机能够轴向进气，流阻损失较小，在相同轮廓尺寸的情况下，通过压气机的空气流量较大。(4)后支撑采用了薄壁焊接结构，有效降低了后支撑的刚度，缓冲了转子的振动冲击。(5)采用了组合式压气机壳，降低了成形难度，组合加工保证了压气机壳的组合精度。
图I是增压器的总体结构示意图；图2是本发明转子和前后支撑结构示意图； 图3是增压器涡轮端和压气机端气流路径示意图；图4是增压器后支撑薄壁焊接结构示意图；图5是冷却水流向示意图；图6是进水管和排水管的分布示意图；图7是油气润滑的油气通道结构示意图；图8是组合式压气机壳的结构不意图。图中1-涡轮；2_后轴承I ;3_后轴承2 ；4-高压压气机叶轮；5_前轴承；6_低压压气机叶轮；7_压紧螺母；8_涡轮蜗壳；9_后支撑总成；10_高压压气机壳；11_前支撑总成；12-低压压气机壳；13-转子总成；14-总进水管；15-进水水套；16-分进水管；17_后支撑内腔；18_分排水管；19_总排水管；20_进气通道；21_轴承内腔；22_排气通道；23_内六角圆柱头螺栓；24_调节器组件；25_内六角圆柱头螺钉；26_传动轴。a、b、c、d、f为焊点
具体实施例方式下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。如图I所示，本发明所述的一种用于航空活塞发动机的1T2C两级涡轮增压装置。包括转子总成13，前支撑总成11，后支撑总成9，涡轮蜗壳总成8，压气机壳10、12。如图2所示，转子总成包括涡轮轴焊合I、高压压气机叶轮4、低压压气机叶轮6、压紧螺母7，各零件通过压紧螺母锁紧，涡轮轴焊合为涡轮增压器的设计和装配基准。为增加轴的刚性，减少振动，提高转子的动力特性，支承方案采用了内支承的方式，主支承位于涡轮I和高压压气机叶轮4之间，由两个滚动轴承2、3组成，可承受较大的轴向和径向载荷。安装形式采用背靠背的方式，此处靠近主安装节，轴向力传递路径短。辅助支承位于高压压气机叶轮和低压压气机叶轮之间，由一个滚动轴承5组成。
如图3所示，为增压器涡轮端和压气机端气流路径示意图，工作时从发动机排气道排出的具有较高温度和一定压力的废气由涡轮蜗壳8以一定角度冲向增压器的涡轮1，推动涡轮I高速转动，涡轮带动与其同轴的低压压气机叶轮6和高压压气机叶轮4同步转动，由空气滤清器管道送来的空气从轴向进入低压压气机壳12，被低压压气机叶轮6压缩后，沿着低压压气机壳12和高压压气机壳10以及低压压气机叶轮6，高压压气机叶轮4组成的气道进入高压压气机壳10，被高压压气机叶轮10进一步压缩，最后进入发动机气缸。如图4所示，位于涡轮和高压压气机之间的后支撑结构采用了薄壁不锈钢焊接结构，a、b、c、d、f 是该后支撑结构的焊点，此结构可有效降低后支撑9的刚度，缓冲转子13的不平衡振动和冲击。如图5所示，位于涡轮I和高压压气机叶轮4之间的后支撑总成9中采用了水冷式结构，由I个总进水管14、4个分进水管16、I个总排水管组19、4个分排水管18组成，各管成一定角度的径向分布。冷却水经总进水管14进入进水水套15，然后分别经4个进水管16喷水，经过后支撑内腔17后带走热量，随后从排水管18和19排出。进水管和排水管的径向分布结构如图6所示。如图7所示，涡轮I和高压压气机叶轮4之间的轴承2、3的润滑方式采用了油气润滑结构，油气经进气通道20进入两个轴承之间的内腔21中，分成两股，分别对两个轴承进行润滑，最后分别经排气通道22排出。如图8所不,压气机米用了组合式压气机壳结构，由低压压气机壳12、高压压气机壳10和调节器组件24组成，低压压气机壳12通过两个铰制孔螺栓和4个内六角圆柱头螺栓23与高压压气机壳10连接，通过内六角圆柱头螺钉25与调节器组件24连接。
权利要求
1.一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器，该涡轮增压器包括转子总成、前支撑总成、后支撑总成、涡轮蜗壳、低压压气机壳和高压压气机壳，其中，所述低压压气机壳、前支撑总成、高压压气机壳、后支撑总成以及涡轮蜗壳从前至后依次连接形成所述涡轮增压器的壳体部分，所述转子总成设置于该壳体部分中，其特征在于所述转子总成中包含一个涡轮以及高压压气机叶轮和低压压气机叶轮，其中所述涡轮通过传动轴同时带动所述高压压气机叶轮和所述低压压气机叶轮转动，对空气进行两次压缩。
2.如权利要求I所述的一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器，其特征在于在位于所述涡轮和所述高压压气机叶轮之间的后支撑总成内，所述传动轴的主支撑采用由两个滚动轴承组成的内支撑方式，且所述两个滚动轴承采取背靠背的安装方式；在位于所述高压压气机叶轮和所述低压压气机叶轮之间的前支撑总成内，所述传动轴的辅助支撑由一个滚动轴承组成。
3.如权利要求I或2所述的一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器，其特征在于位于所述涡轮和所述高压压气机叶轮之间的后支撑总成的支撑结构采用薄壁不锈钢焊接结构。
4.如权利要求1-3中任一项所述的一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器，其特征在于将位于所述涡轮和所述高压压气机叶轮之间的后支撑总成设置成水冷式结构，所述水冷式结构由五个进水管和五个排水管组成，各管成一定角度的径向分布。
5.如权利要求2-4中任一项所述的一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器，其特征在于位于所述涡轮和所述高压压气机叶轮之间的所述两个滚动轴承的润滑方式采用油气润滑，油气经进气道进入所述两个滚动轴承之间的所述后支撑总成的内腔中，所述油气分成两股，分别对所述两个滚动轴承进行润滑，最后所述油气分别经排气道排出。
6.如权利要1-5中任一项所述的一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器，其特征在于所述低压压气机壳通过内六角圆柱头螺栓和铰制孔螺栓与所述高压压气机壳连接，通过螺钉与调节器组件连接，从而形成组合式压气机壳结构。
全文摘要
本发明公开了一种用于航空活塞发动机的两级涡轮增压器，包括转子总成、前支撑总成、后支撑总成、涡轮蜗壳、高压压气机壳、低压压气机壳等。转子总成中各零件通过压紧螺母锁紧，并通过螺栓分别与涡轮蜗壳和压气机壳连接；后支撑总成采用了薄壁不锈钢焊接结构，轴承布置采用了背靠背的形式；压气机壳为组合式，低压压气机壳通过螺栓和高压压气机壳连接，通过螺钉和调节器组件连接。本发明的优点在于增压器结构简单，重量轻，采用了一个涡轮带动两个压气机的结构，既满足了飞行器高空飞行的要求，又有效减轻发动机质量，具有高可靠性，密封性好的特点，同时满足高空密封要求。
文档编号F01D25/16GK102748121SQ20121021754
公开日2012年10月24日 申请日期2012年6月27日 优先权日2012年6月27日
发明者丁水汀, 周煜, 杜发荣, 王昊尘, 韩树军 申请人:北京航空航天大学