一种飞机用涡轮增压器的外壳机构的制作方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种飞机用涡轮增压器的外壳机构，包括涡轮增压器壳体，所述的涡轮增压器壳体的上部连接有防冰气外壳，所述的防冰气外壳和涡轮增压器壳体围成一个防冰气体仓，所述的防冰气体仓的防冰气入口设置在防冰气外壳上，所述的防冰气体仓的防冰气出口设在所述的涡轮增压器壳体上。本实用新型旨在提供一种供热稳定、除冰迅速的飞机用涡轮增压器的外壳机构。
【专利说明】一种飞机用涡轮增压器的外壳机构
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及涡轮设计制造领域，特别是一种飞机用涡轮增压器的外壳机构。【背景技术】
[0002]在航空领域中，飞机发动机结冰已经成为严重影响飞行安全的一个重要因素，飞机结冰往往发生在飞机飞行在负温云层或者混合云层中，云层中的过冷水滴与发动机碰撞，使发动机前缘结冰。随着科学技术的发展，飞机除冰技术已经有了长足的发展，其中包括电加热除冰、热空气防冰、喷液防冰和惯性防冰。
[0003]虽然各种防冰技术不断的发展和完善，但是在解决涡轮蜗壳结冰方面还是存在一定的短板，其原因就在于，当飞机飞行在高空时，为了补偿空气中氧含量低的问题，飞机需要通过涡轮增压器来提高空气的吸入量，满足发动机额定功率输出所需要的氧气。在此过程中，随着气体吸入量的增大，空气中的过冷水滴或水汽不可避免的大量进入到涡轮增压器的外壳之中，其结冰过程迅速，结冰量大，并且冰型以不规则为主，难于通过传统的方法去除。随着结冰量的不断增大，进气口所能吸入的空气量不断降低，对飞行安全带来严重的隐患。
实用新型内容
[0004]本实用新型提供一种供热稳定、除冰迅速的飞机用涡轮增压器的外壳机构。
[0005]本实用新型提供的技术方案为:一种飞机用涡轮增压器的外壳机构，包括涡轮增压器壳体，所述的涡轮增压器壳体的上部连接有防冰气外壳，所述的防冰气外壳和涡轮增压器壳体围成一个防冰气体仓，所述的防冰气体仓的防冰气入口设置在防冰气外壳上，所述的防冰气体仓的防冰气出口设在所述的涡轮增压器壳体上。
[0006]在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构中，所述的涡轮增压器壳体包括涡轮进口接管、涡轮出口喷嘴和蜗壳本体，所述的涡轮出口喷嘴设在所述蜗壳本体的上侧，所述的防冰气外壳的上部套接在涡轮出口喷嘴上，所述的防冰气外壳的下部与蜗壳本体相连，所述的防冰气出口设在所述的涡轮出口喷嘴和蜗壳本体之间。
[0007]在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构中，所述的涡轮出口喷嘴的底部设有防冰气环形管，所述的防冰气环形管的出口和入口设置在所述的防冰气外壳上。
[0008]在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构中，还包括一个测压组件，所述的测压组件用于测量所述的涡轮出口喷嘴的压力。
[0009]在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构中，所述的测压组件包括测压接口和测压接管，所述的测压接口设置在所述的防冰气外壳上，所述的测压接管的一端与测压接口相连，另一端与涡轮出口喷嘴连通。
[0010]在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构中，所述的涡轮进口接管内还设有一个L形皮托管，所述的L形皮托管的动压测压口与涡轮进口接管内的气体流动方向相对。
[0011]在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构中，所述的蜗壳本体的底部连接有蜗壳法兰，所述的蜗壳法兰上设有若干个自锁钢丝螺套。
[0012]在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构中，所述的涡轮增压器壳体和防冰气外壳和防冰气入口为铝质材料。
[0013]与传统的涡轮蜗壳相比，本方案在蜗壳本体上增设了防冰气体仓，并且在出气喷嘴上设置了至少一圈防冰环形管，有效的防止了蜗壳结冰以及出气喷嘴结冰的问题。当飞机进入恶劣的飞行环境后，皮托管检测进气流速，计算机根据皮托管检测的数据，来控制防冰气体仓的气体压力，通过皮托管和防冰气体测压组件共同结合，来达到综合防冰的效果，一旦涡轮增压器出现了结冰或者即将结冰的情况，及时调节防冰气体压力，进行除冰和防冰。
【专利附图】
【附图说明】
[0014]图1是本实用新型的具体实施例1的主视图；
[0015]图2是本实用新型的具体实施例1的后视图；
[0016]图3是图2所示的A-A剖面的剖视图；
[0017]图4是图1所示的B-B旋转剖面的剖视图；
[0018]图5是图2所示的C-C剖面的剖视图；
[0019]图6是图1所示的D-D旋转剖面的剖视图。
【具体实施方式】
[0020]下面结合【具体实施方式】，对本实用新型的技术方案作进一步的详细说明，但不构成对本实用新型的任何限制。
[0021]实施例1
[0022]如图1-图6所示，一种飞机用涡轮增压器的外壳机构，包括涡轮增压器壳体1，所述的涡轮增压器壳体I的上部连接有防冰气外壳2，所述的防冰气外壳2和涡轮增压器壳体I围成一个防冰气体仓3，所述的防冰气体仓3的防冰气入口 4设置防冰气外壳2上，所述的防冰气体仓3的防冰气出口 5设在所述的涡轮增压器壳体I上。
[0023]作为本实用新型的进一步改进，所述的涡轮增压器壳体I包括涡轮进口接管11、涡轮出口喷嘴12和蜗壳本体13，所述的涡轮出口喷嘴12设在所述蜗壳本体13的上侧，所述的防冰气外壳2的上部套接在涡轮出口喷嘴12上，所述的防冰气外壳2的下部与蜗壳本体13相连，所述的防冰气出口 5设在所述的涡轮出口喷嘴12和蜗壳本体13之间，所述的涡轮出口喷嘴12的底部设有防冰气环形管14，所述的防冰气环形管14的环形管出口 141和环形管入口 142设置在所述的防冰气外壳2上，所述的防冰气环形管14的作用在于，防止防冰气出口 5结冰堵塞。在本实施例中，还包括一个测压组件6，所述的测压组件6用于测量所述的涡轮出口喷嘴12处的压力，所述的测压组件6包括测压接口 61和测压接管62，所述的测压接口 61设置在所述的防冰气外壳2上，所述的测压接管62的一端与测压接口61相连，另一端与涡轮出口喷嘴12连通。
[0024]作为本实施例的进一步改进,所述的涡轮进口接管11内还设有一个L形皮托管111，所述的L形皮托管111的动压测压口与涡轮进口接管11内的气体流动方向相对。测压组件6和L形皮托管111协同作用调节防冰气的压力，当测压组件6检测到涡轮出口喷嘴12的气压变低，但是皮托管检测到入口压力并未明显降低，说明涡轮增压器壳体I内结冰了，需要增大防冰气的供应量，增强除冰效果。需要说明的是，本实用新型所述的防冰气是指经加热的空气，在航空领域中，加热空气的方法有很多，最常用的是经过多级涡轮增压器进行增压变成高温高压空气，或者更直接的方法是使用电加热。
[0025]作为本实施例的进一步改进，所述的蜗壳本体13的底部连接有蜗壳法兰15，所述的蜗壳法兰15上设有若干个自锁钢丝螺套151，方便与外设的固定组件进行连接，如废气涡轮。在本实施例中，所述的涡轮增压器壳体I和防冰气外壳2为铝质材料。
[0026]在实际飞行过程中，飞机的雷达系统会不断更新飞行情况，比如云层密度、高度、空气中水分含量、空气温度等多种数据，当检测到飞机进入到低温云层中时，计算机接受皮托管111发送的空气流速数据和防冰气体测压组件传递过来的防冰气体的压力数据，根据空气中水分含量、温度、进气流速计算出产生的固体冰层的速度，并计算要除去该冰层所需要的热量，进而调节防冰气体的压力，同时防止过度调取压气机中的过热气体导致的发动机供气不足的问题，通过上述计算和处理，涡轮增压器中不会产生大范围的结冰情况，使发动机进气正常，保证飞行安全。
[0027]在加工本飞机用涡轮增压器的外壳机构时，先进行焊接操作，焊接操作后进行吹砂和水冷处理，再进行机加工。精密机加工时，需进行气密和耐压试验，其中，涡轮增压器壳体的气密测试的压力为0.4MPa，耐压试验采用水或油作为介质进行，压力0.8MPa，此过程持续10-20min，在测试过程中，涡轮增压器壳体不允许出现漏气或变形。防冰气外壳2的耐压试验压力为0.2MPa，介质可以选择为水或者油，在测试过程中同样不允许出现泄漏或变形。
[0028]以上所述的仅为本实用新型的较佳实施例，凡在本实用新型的精神和原则范围内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种飞机用涡轮增压器的外壳机构，包括涡轮增压器壳体(1)，其特征在于，所述的涡轮增压器壳体(I)的上部连接有防冰气外壳(2)，所述的防冰气外壳(2)和涡轮增压器壳体(I)围成一个防冰气体仓(3)，所述的防冰气体仓(3)的防冰气入口(4)设置在防冰气外壳(2)上，所述的防冰气体仓(3)的防冰气出口(5)设在所述的涡轮增压器壳体(I)上。
2.根据权利要求1所述飞机用涡轮增压器的外壳机构，其特征在于，所述的涡轮增压器壳体(I)包括涡轮进口接管(11)、涡轮出口喷嘴(12)和蜗壳本体(13)，所述的涡轮出口喷嘴(12)设在所述蜗壳本体(13)的上侧，所述的防冰气外壳(2)的上部套接在涡轮出口喷嘴(12)上，所述的防冰气外壳(2)的下部与蜗壳本体(13)相连，所述的防冰气出口(5)设在所述的涡轮出口喷嘴(12)和蜗壳本体(13)之间。
3.根据权利要求2所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构，其特征在于，所述的涡轮出口喷嘴(12)的底部设有防冰气环形管(14)，所述的防冰气环形管(14)的环形管出口(141)和环形管入口(142)设置在所述的防冰气外壳(2)上。
4.根据权利要求2所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构，其特征在于，还包括一个测压组件(6)，所述的测压组件(6)用于测量所述的涡轮出口喷嘴(12)处的压力。
5.根据权利要求4所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构，其特征在于，所述的测压组件(6)包括测压接口(61)和测压接管(62)，所述的测压接口(61)设置在所述的防冰气外壳(2)上，所述的测压接管(62)的一端与测压接口(61)相连，另一端与涡轮出口喷嘴(12)连通。
6.根据权利要求2所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构，其特征在于，所述的涡轮进口接管(11)内还设有一个L形皮托管(111)，所述的L形皮托管(111)的动压测压口与涡轮进口接管(11)内的气体流动方向相对。
7.根据权利要求2所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构，其特征在于，所述的蜗壳本体(13)的底部连接有蜗壳法兰(15)，所述的蜗壳法兰(15)上设有若干个自锁钢丝螺套(151)。
8.根据权利要求1?7任一项所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构，其特征在于，所述的涡轮增压器壳体(I)、防冰气外壳(2)和防冰气入口(4)为铝质材料。
【文档编号】F01D25/02GK203783650SQ201420071738
【公开日】2014年8月20日 申请日期:2014年2月19日 优先权日:2014年2月19日
【发明者】何伟 申请人:襄阳三鹏航空科技有限公司