回收循环飞行器涡轮机的制作方法

1.本发明涉及一种配备有用于实施回收循环的蜗壳组件的飞行器涡轮机。


背景技术：

2.飞行器涡轮机包括气体发生器，该气体发生器在气体的流动方向上从上游到下游包括至少一个压缩机、环形燃烧室和至少一个涡轮。压缩机被供给空气并对空气进行压缩。压缩空气与燃料混合并在燃烧室中燃烧，燃烧室为涡轮供给燃烧气体。这些燃烧气体在涡轮中膨胀并使涡轮的转子旋转，进而通过公共轴驱动压缩机的转子。
3.涡轮机可以配备有一个或多个线轴，每个线轴包括通过轴连接到涡轮转子的压缩机转子。
4.也存在如下涡轮机，其中自由涡轮机安装在涡轮机的一个或多个线轴的下游。只要涡轮的转子没有通过轴连接到压缩机转子，涡轮就是自由的。
5.因此可以理解，涡轮机可以包括多个连续的压缩机(例如，低压压缩机，之后是高压压缩机)，以及多个连续的涡轮(例如，高压涡轮，之后是自由涡轮或低压涡轮)。
6.在本技术中，常规循环涡轮机被限定为这样一种涡轮机，其中离开一个或多个压缩机的压缩空气直接供应燃烧室。
7.另一方面，回收循环涡轮机是这样一种涡轮机，其中流出一个或多个涡轮的燃烧气体用于加热离开一个或多个压缩机的压缩空气并旨在供应燃烧室。该技术使得能够提高涡轮机的性能，因为达到涡轮机的操作温度所需的燃料量比常规循环涡轮机范围内所需的燃料量少。
8.图1示出了回收循环涡轮机的非常示意图。
9.涡轮机1从上游到下游包括压缩机2、环形燃烧室3、涡轮4和自由涡轮5。压缩机3和涡轮4的转子通过轴6连接在一起并形成单个线轴。
10.涡轮机1包括热交换器7，热交换器的第一回路被供应有从自由涡轮5的出口收集的燃烧气体。交换器7包括第二回路，该第二回路被供应有离开压缩机2的压缩空气，并将加热的压缩空气供应到燃烧室3。
11.当压缩机2为离心型时，该技术的集成可能是复杂的。离心式压缩机是一种具有平行于涡轮机的纵向轴线的入口和相对于该轴线径向定向的出口的压缩机。
12.这种类型的压缩机与压缩空气流的扩散和整流的系统相关联。该系统包括扩散器-整流器组件，因此包括环形扩散器和环形整流器，环形扩散器大致径向定向并与离心式压缩机的出口对准，环形整流器大致轴向定向以将压缩空气的流引导至燃烧室。
13.过去已经提出了该技术的集成解决方案，该集成解决方案包括使用两个蜗壳的组件。
14.蜗壳是围绕轴线螺旋缠绕的导管，该导管的流体通道横截面是演变的。在本技术的范围内，蜗壳包括环形导管，该环形导管围绕涡轮机的纵向轴线缠绕，并且连接到第一端口和第二端口，第一端口位于导管的外周处并沿切向方向定向，第二端口位于导管的内周
处并沿径向定向。
15.第一蜗壳的第二端口连接到扩散器的出口，第一蜗壳的第一端口供应交换器的第二回路的入口。该第二回路的出口连接到第二蜗壳的第一端口，第二蜗壳的第二端口连接到整流器的入口。
16.过去提出的解决方案首先使蜗壳从它们的成对的第一端口到导管的最小横截面的圆周端部互锁。此外，该解决方案使蜗壳尽可能靠近离心式压缩机和燃烧室移动。
17.然而，这种解决方案有许多缺点。
18.首先，尽管从总体尺寸的角度来看，将蜗壳彼此连接或者甚至将蜗壳彼此相邻地布置是有利的，但是当蜗壳彼此嵌套时，特别是从能量和性能的角度来看，这是非常不利的。事实上，蜗壳彼此嵌套得越多，在两个蜗壳的导管中流通的流之间的热交换的风险就越大。由交换器加热并流通经过第二蜗壳的压缩空气然后被更冷的压缩空气冷却，该更冷的压缩空气旨在供应该交换器并流通经过第一蜗壳。由于第一蜗壳的最热圆周端部位于第二蜗壳的最冷圆周端部处，所以第一端口的配对突出了这种现象。
19.另一方面，所提出的解决方案涉及对涡轮机的重大修改，因此成本相对较高。例如，需要对燃烧室进行彻底的重新设计。整流器的情况也是如此，必须重新配置整流器以精确控制供应燃烧室的气流的速度(特别是马赫数)和回转。
20.现有技术还包括文献ep-a2-2799666、us-a1-2005/235627和ch-a-248924。
21.本发明提出了一种解决上述问题的方案，用于将蜗壳组件集成到涡轮机中，而不用对涡轮机进行重大改变，从而使得能够将常规循环涡轮机转变为回收循环涡轮机。


技术实现要素：

22.根据第一方面，本发明涉及一种飞行器涡轮机，该飞行器涡轮机包括：
[0023]-围绕轴线a延伸的离心式压缩机，
[0024]-围绕轴线a延伸的环形燃烧室，
[0025]-用于使离开离心式压缩机的气流扩散和整流以供应燃烧室的系统，该系统包括：
[0026]-环形扩散器，环形扩散器大致径向地定向并且包括由离心式压缩机供应的入口，和
[0027]-环形整流器，环形整流器包括用于供应燃烧室的出口，以及
[0028]-热交换器，该热交换器包括：
[0029]-第一回路，第一回路被供应有来自涡轮机的废气，和
[0030]-第二回路，第二回路包括入口和出口，第二回路的入口通过第一蜗壳连接到扩散器的出口，第二回路的出口通过第二蜗壳连接到整流器的入口，第一蜗壳和第二蜗壳连接在一起并且各自包括环形导管，环形导管围绕轴线a缠绕并连接到第一端口和第二端口，第一端口位于导管的外周并沿切向方向定向，第二端口位于导管的内周并沿径向方向定向，蜗壳中的每个的导管具有演变的通道横截面，该通道横截面在第一端口处最大，在导管的与第一端口相对的圆周端部处最小，
[0031]
其特征在于，蜗壳具有相反的缠绕方向，使得蜗壳的第一端口由彼此间隔开的导管部分形成，并且每个导管的最小横截面位于另一个导管的较大横截面处。
[0032]
蜗壳因此被构造和布置成优化蜗壳的总体尺寸，同时限制在蜗壳的导管中流通的
流体之间的热交换。第一蜗壳的第一端口使得比在第二蜗壳的第一端口中流通的流体更冷的流流通，并且由于设置在这些第一端口之间的距离，不会有冷却最后流体的风险。蜗壳还被有利地设计成便于蜗壳集成到涡轮机中，同时限制对涡轮机的影响，即，通过限制对涡轮机的结构修改来限制对涡轮机的影响。
[0033]
有利地，涡轮机是涡轮轴发动机，涡轮轴发动机用于例如驱动直升机的旋转翼。
[0034]
根据本发明的涡轮机可以包括以下步骤或特征中的一个或多个，这些步骤或特征彼此独立地或彼此结合地考虑：
[0035]-蜗壳中的每个具有以至少220
°
的角度延伸的圆形或卵形的通道横截面，
[0036]
‑‑
第一蜗壳的通道横截面不嵌套在另一蜗壳的通道横截面中；
[0037]-每个蜗壳的第二端口包括两个环形壁，两个环形壁围绕轴线a延伸并在这两个环形壁之间限定出空气通道；
[0038]-第二端口的两个壁大致平行并从蜗壳的环形外层突出，该外层围绕轴线a延伸并在轴向横截面上具有圆形或卵形以形成所述导管；
[0039]-第一蜗壳的第二端口的壁中的一个与第二蜗壳的第二端口的壁中的一个重合；
[0040]-第一蜗壳的第二端口的壁具有与外层相对的自由端部，该自由端部限定出用于连接到扩散器的出口的大致径向定向的连接器，第二蜗壳的第二端口的壁具有与外层相对的自由端部，该自由端部限定出用于连接到整流器的入口的大致轴向定向的连接器；
[0041]-第二端口的壁具有平坦形状并垂直于轴线a，或者具有从上游到下游朝向内部收敛的截头圆锥形形状；
[0042]-外层和壁具有大致相同的厚度；
[0043]-涡轮机还包括外壳体，该外壳体围绕轴线a延伸并包围燃烧室，蜗壳与外壳体间隔开并通过凸缘连接到外壳体。
[0044]
本发明还涉及一种用于根据前述权利要求中任一项的涡轮机的蜗壳组件，该组件包括第一蜗壳和第二蜗壳，第一蜗壳和第二蜗壳连接在一起并且各自包括环形导管，环形导管围绕轴线a缠绕并连接到第一端口和第二端口，第一端口位于导管的外周并沿切向方向定向，第二端口位于导管的内周并沿径向方向定向，蜗壳中的每个的导管具有演变的通道横截面，该演变的通道横截面在第一端口处最大，在导管的与第一端口相对的圆周端部处最小，其特征在于，蜗壳具有相反的缠绕方向，使得蜗壳的第一端口由彼此间隔开的导管部分形成，并且每个导管的最小横截面位于另一导管的较大横截面处。
[0045]
在本发明的特定实施例中，蜗壳的第一端口通过旁路导管彼此连接。
[0046]
本发明还提出了一种用于制造飞行器涡轮机的方法，该涡轮机包括：
[0047]-围绕轴线a延伸的离心式压缩机，
[0048]-围绕轴线a延伸的环形燃烧室，
[0049]-用于使离开离心式压缩机的气流扩散和整流以供应燃烧室的系统，该系统包括：
[0050]-环形扩散器，环形扩散器大致径向地定向并且包括由离心式压缩机供应的入口，以及
[0051]-环形整流器，环形整流器包括用于供应燃烧室的出口，
[0052]
其特征在于，该方法包括以下步骤：
[0053]
a)从常规循环和回收循环中确定涡轮机的循环，以及
[0054]
b2)在回收循环的情况下，为涡轮机配备如上所述的蜗壳组件，蜗壳中的第一蜗壳的第二端口连接到扩散器的出口，蜗壳中的第二蜗壳的第二端口连接到整流器的入口。
[0055]
根据第二方面，本发明涉及一种用于制造飞行器涡轮机的方法，该涡轮机包括：
[0056]-围绕轴线a延伸的离心式压缩机，
[0057]-围绕轴线a延伸的环形燃烧室，
[0058]-用于使离开离心式压缩机的气流扩散和整流以供应燃烧室的系统，该系统包括：
[0059]-环形扩散器，环形扩散器大致径向地定向并且包括由离心式压缩机供应的入口，以及
[0060]-环形整流器，环形整流器包括用于供应燃烧室的出口，
[0061]
其特征在于，该方法包括以下步骤：
[0062]
a)从常规循环和回收循环中确定涡轮机的循环，以及
[0063]
b1)在常规循环的情况下，将扩散器的出口连接到整流器的入口，
[0064]
b2)在回收循环的情况下，为涡轮机配备两个蜗壳的组件，两个蜗壳各自包括围绕轴线a缠绕的环形导管，每个蜗壳包括位于导管的外周并沿切向方向定向的第一端口和位于导管的内周并沿径向方向定向的第二端口，蜗壳中的第一蜗壳的第二端口连接到扩散器的出口，蜗壳中的第二蜗壳的第二端口连接到整流器的入口。
[0065]
因此，应当理解，涡轮机具有可用于制造常规或回收循环涡轮机的公共基本结构。这是特别有利的，因为该公共基本结构便于涡轮机的设计并限制涡轮机的部件和参照的数量。
[0066]
根据本发明的方法可以包括以下步骤或特征中的一个或多个，这些步骤或特征被彼此独立地或彼此结合地考虑：
[0067]-在步骤b1)中，扩散器的出口直接连接到整流器的入口；
[0068]-在步骤b1)中，扩散器的出口通过环形连接元件连接到整流器的入口，环形连接元件围绕轴线x延伸并限定出轴向横截面为大体u形的空气通道；
[0069]-环形元件包括第一环形连接器和第二环形连接器，第一环形连接器相对于轴线径向向内定向并且连接到扩散器的出口，第二环形连接器大致轴向定向并且连接到整流器的入口，第一连接器和第二连接器分别位于u形管的端部；
[0070]-在步骤b2)中，第一蜗壳和第二蜗壳连接在一起，蜗壳中的每个的导管具有演变的通道横截面，该演变的通道横截面在第一端口处最大，在导管的与第一端口相对的圆周端部处最小；
[0071]-蜗壳具有相反的缠绕方向，使得蜗壳的第一端口由彼此间隔开的导管的部分形成，并且每个导管的最小横截面位于另一导管的较大横截面处；
[0072]-在步骤b2)中，涡轮机还配备有热交换器，该热交换器包括：
[0073]-第一回路，第一回路被供应有来自涡轮机的废气，以及
[0074]-第二回路，第二回路包括连接到第一蜗壳的第一端口的入口和连接到第二蜗壳的第一端口的出口。
[0075]-在步骤b2)中，蜗壳组件形成为单个部件，并装配和夹持到涡轮机的包围所述燃烧室的外壳体上；
[0076]-在步骤b2)之后，涡轮机从回收循环转变到常规循环，其中，蜗壳的第一端口通过
旁路导管彼此连接。
附图说明
[0077]
本发明的进一步特征和优点将从下面的详细描述中变得显而易见，为了理解下面的详细描述，参照了附图，在附图中：
[0078]
[图1]图1是回收循环飞行器涡轮机的非常示意图；
[0079]
[图2]图2是根据本发明第一实施例的回收循环飞行器涡轮机的轴向横截面的局部示意图；
[0080]
[图3]图3是根据本发明的蜗壳组件的示意性透视图；
[0081]
[图4]图4是图3中的蜗壳组件的示意性轴向截面图；
[0082]
[图5a-图5b]图5a和图5b示出了图3所示的组件的进一步示意性轴向截面图；
[0083]
[图6]图6是与图2类似的视图，并且示出了本发明的第二实施例；
[0084]
[图7]图7是根据本发明的替代实施例的蜗壳组件的示意性透视图；
[0085]
[图8]图8是根据本发明的环形连接元件的示意性透视图；以及
[0086]
[图9]图9是图8中的环形元件的示意性轴向截面图。
具体实施方式
[0087]
上面已经描述了图1。
[0088]
图2至图4、图5a和图5b示出了根据本发明的飞行器涡轮机10的第一实施例。
[0089]
涡轮机10在图1中部分示出，并且通常包括至少一个压缩机、环形燃烧室和至少一个涡轮。
[0090]
在所示的示例中，涡轮机10包括两个连续的压缩机12、14，因此，这两个连续的压缩机一个接一个地安装并且都是离心式的。
[0091]
压缩机12、14是环形的并且同轴并以轴线a为中心，轴线a是涡轮机10的纵向轴线。每个压缩机12、14包括定子16和被称为叶轮的叶片转子18，叶轮在定子16内围绕轴线a旋转。
[0092]
每个压缩机12、14包括轴向向上游定向的入口20和相对于轴线a径向向外定向的出口22。在此，术语上游和下游指的是涡轮机10中空气和气体的总体流动。
[0093]
因此，压缩机14位于压缩机12的下游。
[0094]
图2中的涡轮机10还包括位于压缩机14下游的燃烧室24。
[0095]
燃烧室24包括两个环形壁，分别为内环形壁24a和外环形壁24b，这两个环形壁在它们之间限定了环形腔，来自压缩机14的压缩空气和来自喷射器26的燃料被喷射到该环形腔中并在该环形腔中混合。
[0096]
壁24a、24b通过室底部28彼此连接，室底部是环形的，并且包括孔口(不可见)，该孔口用于使来自压缩机14的压缩空气通过以供应室24。
[0097]
燃烧室24被外部环形壳体29包围，特别地，该外部环形壳体承载喷射器26。
[0098]
在所示的示例中，室24是倒置型的，因为其室底部28位于该室的下游侧。室24的出口位于室的上游侧，并且连接到位于室下游的一个或多个涡轮30。
[0099]
喷射到涡轮30中的燃烧气体膨胀并驱动涡轮的转子，涡轮的转子通过轴连接到压
缩机12、14中的至少一个的转子18，以驱动压缩机围绕轴线a旋转。
[0100]
然后，燃烧气体被排放到燃烧气体的排气喷嘴(未示出)中。
[0101]
在常规循环涡轮机10中，从压缩机14的出口到燃烧室24的连接是通过空气扩散和整流系统(也被称为扩散器-整流器)32进行的。
[0102]
该系统32包括：
[0103]-环形扩散器34，环形扩散器大致径向地定向，并且在其内周处包括由压缩机14供应并与压缩机的出口22径向对准的入口34a，在其外周处包括径向向外敞开的出口34b；以及
[0104]-环形整流器36，在所示的实施例中，环形整流器大致轴向地定向，并且在其上游端部包括入口36a，在其下游端部包括用于供应燃烧室24的出口36b。
[0105]
扩散器34位于室24及其壁24a、24b的上游，整流器36围绕室24及其壁24a、24b并在壳体29的内部延伸。扩散器34可被夹持到压缩机12和/或压缩机14的定子16。整流器36可以被夹持到壳体29。
[0106]
扩散器34和整流器36可以是叶片状的。
[0107]
在常规循环涡轮机10中，扩散器34的出口34b例如通过l形弯曲导管直接连接到整流器36的入口36a。替代地，离开压缩机14的压缩空气直接供应燃烧室24。
[0108]
根据本发明，涡轮机10是回收循环型的，这意味着离开压缩机14的压缩空气在被注入燃烧室24之前被加热。
[0109]
压缩空气一方面通过热交换器38加热，另一方面通过两个蜗壳的组件40加热。
[0110]
热交换器38被示意性地示出并且基本上包括两个回路38a、38b，即：
[0111]-第一回路38a，第一回路的入口38aa连接到用于从涡轮30的出口或从前述排气喷嘴收集废气的装置，并且第一回路的出口38ab也可以连接到排气喷嘴以将这些气体释放到大气中，以及
[0112]-第二回路38b，第二回路包括连接到蜗壳组件40的入口38ba和出口38bb。
[0113]
蜗壳组件40的整体在图3中示出，蜗壳组件的横截面在图2、图4、图5a和图5b中示出。
[0114]
组件40包括两个蜗壳40a、40b，在这种情况下，这两个蜗壳连接在一起并且同轴。
[0115]
每个蜗壳40a、40b包括围绕轴线(该轴线在此是轴线a)优选地以至少360
°
螺旋缠绕的导管，使得导管自身至少旋转一圈。
[0116]
每个蜗壳40a、40b包括位于导管的外周处并沿切向定向的第一端口42，以及位于导管的内周处并沿大致径向方向定向的第二端口44。
[0117]
导管的通道横截面围绕其圆周演变，优选地逐渐演变。通道横截面在每个蜗壳40a、40b的第一端口42处为最大s1，在导管的与第一端口42相对的圆周端部处为最小s2。
[0118]
蜗壳组件40连接到如下的扩散器34、整流器36和交换器38。蜗壳40a的第二端口44连接到扩散器34的出口34b，蜗壳的第一端口42供应交换器38的第二回路38b的入口38ba。该第二回路38b的出口38bb连接到第二蜗壳40b的第一端口42，第二蜗壳的第二端口44连接到整流器36的入口36a。
[0119]
在所示的示例中，蜗壳40a位于蜗壳40b的上游。优选地，蜗壳40a、40b在其整个圆周范围上各自具有圆形或卵形的通道横截面。卵形是指任何椭圆形或卵圆形，或长圆形。然
而，其他形式也是可能的。
[0120]
蜗壳40a、40b连接在一起，并且优选地不相互嵌套，以限制同时在两个蜗壳中流通的气流之间的热交换。这意味着一个蜗壳的通道横截面不与另一个蜗壳的通道横截面重叠。在这种情况下，这意味着每个蜗壳的通道横截面几乎是完整的360
°
。例如，在圆形通道横截面的情况下，每个蜗壳的通道横截面是完全圆形或几乎完全圆形的。更准确地说，角度β被限定为蜗壳的横截面延伸所围绕的最小角度(参见图5b)。该角度至少为220
°
，优选地尽可能接近360
°
[0121]
此外，蜗壳40a、40b围绕并远离壳体29延伸并且夹持到壳体上，这将在下面详述。
[0122]
平面p被限定为蜗壳40a、40b的连接平面，该平面在蜗壳之间通过并垂直于轴线a。在此，平面p正好在扩散器34的上游延伸。
[0123]
每个蜗壳40a、40b的导管包括限定前述通道横截面的环形外层，并且当考虑导管的轴向横截面时，该外层在其围绕轴线a的周向范围上以及在其整个范围上具有大致恒定的厚度，例如如图2所示。
[0124]
如在图2、图5a和图5b中可以更清楚地看到，第一环形凸台46位于蜗壳40a的内周，并且包括用于螺钉50的盲螺纹孔48。第二环形凸台52位于蜗壳40b的内周，并且包括用于螺钉56的盲螺纹孔54。
[0125]
凸台46、50抵靠涡轮机的壳体29或另一外部壳体的环形凸缘58，这些凸缘58包括用于螺钉50、56的通道孔口。螺钉50、56沿轴向定向并围绕轴线a均匀地间隔开。因此，蜗壳40a、40b被夹持。
[0126]
蜗壳40a、40b具有相反的缠绕方向，使得它们的端口42由间隔开的导管部分形成。端口42彼此独立，并且间隔开，例如相对于轴线a彼此大致在直径上相对。
[0127]
因此，每个导管的最小横截面s2位于另一导管的较大横截面处。每个导管的最大横截面s1位于另一导管的较小横截面处。这尤其可以在图3中看到。
[0128]
从图3中还可以看出，端口42各自是大体管状的，并且通过合适的装置分别联接到交换器38的入口38ba和出口38bb。
[0129]
每个蜗壳40a、40b的第二端口44包括两个环形壁60、62，这两个环形壁围绕轴线a延伸并在这两个环形壁之间限定出空气通道。
[0130]
壁60、62是大致平行的，并且从蜗壳的连接平面p和蜗壳的环形外层径向向内突出。在所示的示例中，壁60、62是截头圆锥形的，并且从上游到下游径向向内地收敛。因此，壁60、62相对于平面p倾斜。
[0131]
在所示的示例中，蜗壳组件40形成为单个部件。因此，蜗壳40a、40b和它们的端口42、44形成为单个部件。
[0132]
在所示的情况下，这意味着两个端口44的壁62被合并。
[0133]
蜗壳40a的壁60、62具有与导管相对的自由端部，该自由端部限定了大致径向定向的连接器64以连接到扩散器34的出口34b。该连接器64是环形的，并且可以通过螺钉或类似物附接到涡轮机的壳体29或另一壳体上。
[0134]
蜗壳40b的壁60、62具有与导管相对的自由端部，该自由端部限定了大致轴向定向的连接器66，该连接器用于连接到整流器36的入口36a。该连接器66是环形的，并且可以连接到凸台52并通过该凸台附接到壳体29。
[0135]
在所示的示例中，壁60、62具有与导管的外层相似或相同的厚度。
[0136]
图6示出了根据本发明的飞行器涡轮机10的另一实施例，其与图2的实施例的主要区别在于其蜗壳组件40’。
[0137]
这些实施例之间的第一区别在于，图6中的蜗壳组件40’包括两个相邻的环形部分，每个部分包括蜗壳及其导管、端口42、44以及壁60、62。因此，端口44的壁62不合并，而是彼此独立并彼此施加。
[0138]
在此，壁62在蜗壳的连接平面p中延伸。壁60、62彼此平行并且平行于平面p。在此，平面p正好在扩散器34的下游延伸。
[0139]
与图2中的蜗壳40a、40b的轴向位置相比，图6中的蜗壳位于更下游。
[0140]
在根据本发明的涡轮机10的另一实施例(在附图中未示出)中，扩散器36可以不具有大致圆柱形形状(其中，入口36a和出口36b都是轴向的)，而是具有大致截头圆锥形形状(其中，入口轴向地定向，但出口径向向内定向，并因此沿轴线a的方向)。
[0141]
在未示出的另一变型中，蜗壳可以覆盖有隔热层。例如，该层可以插入在图6所示实施例的变型的两个壁62之间。该层可以由绝缘材料、甚至空气形成。
[0142]
本发明还涉及一种用于制造飞行器涡轮机的方法。
[0143]
如上所述，涡轮机可以是常规循环或回收循环的，并且本方法提出根据制造商在这些循环中的选择来制造涡轮机。
[0144]
因此，该方法包括第一步骤a)：在常规循环和回收循环中确定涡轮机的循环。
[0145]
该方法然后包括第二步骤b1)或b2)，该第二步骤取决于第一步骤的选择。
[0146]
在常规循环的情况下，步骤b1)包括在图2或图6的涡轮机10的范围内将扩散器34的出口34b连接到整流器36的入口36a。
[0147]
如在图8和图9所示的示例中，扩散器34的出口可以直接连接到整流器36的入口36a。在此，直接连接是通过环形元件70实现的，环形元件围绕轴线a延伸，并限定了轴向横截面为大体u形的空气通道72(参见图9)。
[0148]
该元件70包括第一环形连接器72和第二环形连接器74，第一环形连接器相对于轴线a径向向内定向并连接到扩散器34的出口34b，第二环形连接器大致轴向定向并连接到整流器36的入口36a。第一连接器72和第二连接器74分别位于u形管的端部。
[0149]
例如，元件70可以夹持到壳体29上。
[0150]
在回收循环的情况下，步骤b2)包括为涡轮机配备上述蜗壳组件40，或者甚至为涡轮机配备热交换器38(如果还没有的话)。
[0151]
如上所述，蜗壳40a、40b的端口42、42连接到扩散器的入口36a、整流器34的出口34b和交换器38。
[0152]
在维护涡轮机和识别故障的情况下，可以将回收循环涡轮机转变为常规循环涡轮机。
[0153]
为此，该方法包括进一步的步骤，其包括通过旁路导管80将蜗壳40a、40b的端口42彼此连接，如图7所示。
[0154]
因此可以理解，尽管离开扩散器34的压缩空气被注入蜗壳40a并流通到该蜗壳的端口42，但该压缩空气将流过导管80而流到另一蜗壳40b的端口42，以供应整流器36。因此，压缩空气不被加热，这证实了涡轮机是常规循环。