一种四轮式串联自平衡航空涡轮的制作方法

1.本发明涉及一种高效的四轮式串联自平衡航空涡轮，属于航空环控系统和机电/氧气系统技术领域，特别是适用于增压制氧和冷却相结合的综合环控系统的航空涡轮。


背景技术：

2.涡轮是飞机环控系统和机电/氧气系统的重要组成部分，主要用于对系统引入气体进行降温、降压或升温、升压，以满足系统的使用需求。涡轮产品的增压、制冷效率和可靠性一直是国内航空领域的难题，尤其是小型化、轻量化、高效率、高可靠性的涡轮产品应用更是重点研究对象，为解决涡轮小型化、轻量化、高效率和高可靠性问题，急需设计一种高效的航空涡轮。


技术实现要素：

3.针对背景技术中存在的问题，本发明旨在提供一种高效的四轮式串联自平衡航空涡轮，使涡轮产品在减小其体积及重量的同时，同步提高涡轮的转化效率及其可靠性，在一定程度上缓解当前涡轮产品为提升膨胀比和压比而不断提升涡轮工作转速、增大涡轮体积导致的涡轮可靠性降低的问题。
4.为解决上述问题，本发明采用了如下的解决方案：
5.一种四轮式串联自平衡航空涡轮，包括，
6.依次串联在同一根轴上的第一压气机叶轮、第一涡轮叶轮、第二压气机叶轮和第二涡轮叶轮，第一压气机叶轮和第二压气机叶轮的进气方向以及第一涡轮叶轮和第二涡轮叶轮的排气方向均平行于轴的轴线方向；
7.其中，第一压气机叶轮的排气方向、第二压气机叶轮的排气方向、第一涡轮叶轮的进气方向和第二涡轮叶轮的进气方向均垂直于轴的轴线方向；
8.其中，第一压气机叶轮的进气方向与第二压气机叶轮的进气方向相反，第二压气机叶轮的进气方向与第一涡轮叶轮的排气方向相同，第一涡轮叶轮的排气方向与第二涡轮叶轮的排气方向相反。
9.进一步，四轮式串联自平衡航空涡轮还包括，
10.涡轮入口，所述涡轮入口设置在与轴垂直相交的直线上；
11.涡轮出口，所述涡轮出口设置在轴的轴向第一端；
12.压气机入口，所述压气机入口设置在轴的轴向第二端；
13.压气机出口，所述压气机出口设置在与垂直相交的直线上。
14.作为一种选择，所述涡轮入口与第一涡轮叶轮的进气端之间设置有非单一流向的进气通道，进气通道中至少包含平行于轴轴线方向的通道，以及垂直于轴轴线方向的通道；
15.作为一种选择，所述压气机出口与第二压气机叶轮的排气端之间设置有非单一流向的排气通道，排气通道中至少包含平行于轴轴线方向的通道，以及垂直于轴轴线方向的通道。
16.作为一种选择，所述进气通道中设置有整流窗。
17.作为一种选择，所述第一涡轮叶轮的排气端与第二涡轮叶轮的进气端之间设置有非单一流向的第一气体流道，第一气体流道中至少包含平行于轴轴线方向的流道，以及垂直于轴轴线方向的流道，且平行于轴轴线方向的流道跨过第二压气机叶轮；
18.作为一种选择，所述第一压气机叶轮的排气端与第二压气机叶轮的进气端之间设置有非单一流向的第二气体流道，第二气体流道中至少包含平行于轴轴线方向的流道，以及垂直于轴轴线方向的流道，且平行于轴轴线方向的流道跨过第一涡轮叶轮。
19.作为一种选择，所述第一气体流道中设置有整流窗。
20.作为一种选择，四轮式串联自平衡航空涡轮还包括压气机端盖、第一支座、第一导流壳体、外壳体、隔板、第二导流壳体、第二支座、涡轮端盖和轴承，其中：
21.压气机端盖同轴设置在第一压气机叶轮的进气端；
22.第一支座设置在第一压气机叶轮与第一涡轮叶轮之间，且第一支座通过轴承与轴连接；
23.第一导流壳体设置在第一支座和第一涡轮叶轮之间；
24.涡轮端盖同轴设置在第二涡轮叶轮的排气端；
25.第二支座设置在第二压气机叶轮与第二涡轮叶轮之间，且第二支座通过另一个轴承与轴连接；
26.第二导流壳体设置在第二支座和第二压气机叶轮之间；
27.隔板设置在第一涡轮叶轮和第二压气机叶轮之间；
28.外壳体设置在压气机端盖和涡轮端盖之间，且轴、第一压气机叶轮、第一涡轮叶轮、第二压气机叶轮、第二涡轮叶轮、第一支座、第一导流壳体、隔板、第二导流壳体、第二支座和轴承位于外壳体、压气机端盖以及涡轮端盖三者形成的空间区域内；
29.所述第一支座、第一导流壳体和外壳体之间形成了第一涡轮叶轮排气端与第二涡轮叶轮进气端之间的、非单一流向的第一气体流道；
30.所述外壳体、第二导流壳体和第二支座之间形成了第一压气机叶轮排气端与第二压气机叶轮进气端之间的、非单一流向的第二气体流道。
31.作为一种选择，所述外壳体上设置有涡轮入口和压气机出口，所述压气机端盖上设置有压气机入口，所述涡轮端盖上设置有涡轮出口。
32.作为一种选择，所述第一压气机叶轮和第二涡轮叶轮通过紧固螺钉固定在轴的轴向两端。
33.与现有技术相比，本发明可应用于飞机环控系统或制氧系统内部，相对于现在飞机上使用的涡轮产品，本发明的航空涡轮产品的结构紧凑，外廓尺寸及重量更小，且效率较老式涡轮更高，四轮“背对背”安装结构可有效降低涡轮产品工作时的轴向载荷，能够实现大幅度提升航空涡轮产品工作可靠性的作用。
34.本发明应用于飞机的氧气系统供氧子系统内部，为供氧子系统附件，可对系统引入的气体进行增压、升温，供给下一级分子筛使用，该航空涡轮具备小流量、大压升、高效率特性。
35.本发明的航空涡轮产品采用四轮同轴串联结构，改变通过提升涡轮工作转速、增大涡轮体积的传统设计思路，本发明内部含两级涡轮和两级压气机，可对进入涡轮侧的气
体进行两级膨胀做功，最大化的将气体的内能转化为机械能并同轴传动带动两级压气机叶轮对进入的气体增压，将进入压气机侧的空气进行两级增压后供氧气系统使用。航空涡轮内部两级涡轮和两级压气机对称分布在轴上，可实现轴向载荷自平衡功能。本发明的航空涡轮产品具有体积小、结构紧凑、高效率、小流量、大压升、载荷自平衡等特点，能够实现大幅度提升航空涡轮产品机械效率、增压能力及降低轴承工作轴向载荷、提升航空涡轮产品可靠性的作用。
附图说明
36.图1是本发明航空涡轮的结构示意图；
37.图2是本发明航空涡轮的工作原理示意图；
38.图3是本发明航空涡轮轴向载荷自平衡匹配原理示意图；
39.图中：1.压气机端盖，2.第一支座，3.第一导流壳体，4.外壳体，5.整流窗，6.隔板，7.第二导流壳体，8.第二支座，9.涡轮端盖，10.第二涡轮叶轮，11.紧固螺钉，12.轴承，13.第二压气机叶轮，14.第一涡轮叶轮，15.轴，16.第一压气机叶轮。
具体实施方式
40.下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明上述技术思想情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。
41.如图1所示，为一种高效的四轮式串联自平衡航空涡轮，整个航空涡轮轴包括压气机端盖1、第一支座2、第一导流壳体3、外壳体4、整流窗5、隔板6、第二导流壳体7、第二支座8、涡轮端盖9、第二涡轮叶轮10、紧固螺钉11、轴承12、第二压气机叶轮13、第一涡轮叶轮14、轴15和第一压气机叶轮16。
42.隔板6压装在外壳体4内部，隔板6端面安放整流窗5，通过第一导流壳体3压装固定，第一支座2、第二支座8、第二导流壳体7分别安装在外壳体4内部，分布于隔板6两侧，通过压气机端盖1和涡轮端盖9压紧固定于外壳体4内部，第一涡轮叶轮14、第二涡轮叶轮10、第一压气机叶轮16、第二压气机叶轮13和轴承12分别串装在轴15上的隔板6两侧，并关于隔板6的中心对称分布，即第二涡轮叶轮10和第一压气机叶轮16到隔板6的距离相等(对称分布)，而第二压气机叶轮13和第一涡轮叶轮14到隔板6的距离相等(对称分布)。
43.本发明为高效的四轮式串联自平衡航空涡轮设计，采用四轮同轴串联结构，第一涡轮叶轮14、第二涡轮叶轮10、第一压气机叶轮16、第二压气机叶轮13和两个轴承12分别串装在轴15的两侧。
44.如图2所示，本发明的设计中，通过外壳体4、第一导流壳体3、第二支座8、第二导流壳体7、第一支座2之间的装配关系(空间位置关系，例如第二导流壳体7与第二支座8)、外形轮廓(不同组件之间的外形轮廓构建的腔体，例如外壳体4与第一支座2之间的腔体)和结构腔体(组件自身设计的腔体，例如图2中外壳体4靠近涡轮入口处的平行于轴15的腔体)形成了空气通道，即图2中实线和虚线箭头所指通道。
45.如图2所示，本发明四轮式串联自平衡航空涡轮的工作原理为：从系统引入的空气在通过外壳体4进入涡轮侧，经整流窗5整流后再径向进入第一涡轮叶轮14进行第一次膨胀
做功，将气体的内能部分转化为机械能，并降低气体的温度和压力。从第一涡轮叶轮14轴向出口流出的气体经过第一支座2、第一导流壳体3和外壳体4形成的通道流入整流窗5进行整流后进入串联的第二涡轮叶轮10进行第二次膨胀做功，将气体的内能进一步转化为机械能，并进一步降低气体的温度和压力，然后使气体从第二涡轮叶轮10轴向出口排出。第一涡轮叶轮14和第二涡轮叶轮10两次膨胀做功转化的机械能通过轴15和轴承12同轴传动，带动第一压气机叶轮16对从轴向进入叶轮的气体进行第一次压缩做功，使气体增压和增温，然后气体从第一压气机叶轮16径向出口流入第二支座8、第二导流壳体7和外壳体4形成的通道进入串联的第二压气机叶轮13进行第二次压缩做功，使气体的压力和温度进一步提升，达到满足系统使用要求的气体压力和气体温度。
46.图2中，箭头方向为气体流向，其中实线箭头为涡轮侧气体流向，虚线箭头为压气机侧气体流向。
47.航空涡轮内部第一涡轮叶轮14、第二涡轮叶轮10、第一压气机叶轮16和第二压气机叶轮13分别串装在轴的两侧对称分布，且第一涡轮叶轮14、第二涡轮叶轮10和第一压气机叶轮16、第二压气机叶轮13均为“背对背”安装分布，如图3所示，图中第一压气机叶轮16、第二压气机叶轮13和第一涡轮叶轮14、第二涡轮叶轮10分别“背对背”分布(这里的背是指叶轮背部，而背对背指的是第一压气机叶轮16背部与第二压气机叶轮13背部相对安装，第一涡轮叶轮14背部与第二涡轮叶轮10背部相对安装，这种安装分布方式可实现轴向气动载荷的矢量和降至最低，降低轴承所承受的载荷，提升产品的可靠性)，其中f1为第一压气机叶轮16叶前力、f2为第一压气机叶轮16叶背力、f3为第一涡轮叶轮14叶前力、f5为第一涡轮叶轮14叶背力、f4为第二压气机叶轮13叶背力、f6为第二压气机叶轮13叶前力、f7为第二涡轮叶轮10叶背力、f8为第二涡轮叶轮10叶前力，实线箭头和虚线箭头仅用于区分方向，于是轴向载荷合力f1+f2+f3+f4+f5+f6+f7+f8的矢量和趋于0。航空涡轮在工作时气动产生的轴向载荷会在4个叶轮之间相互抵消，使涡轮在轴向上的矢量和趋近于零，降低轴承12在工作期间内所承受的载荷，达到提升航空涡轮可靠性的目的。
48.以上所述仅为本技术的一个具体实施方式，但本技术的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应该涵盖在本技术的保护范围内。因此，本技术的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：包括，依次串联在同一根轴(15)上的第一压气机叶轮(16)、第一涡轮叶轮(14)、第二压气机叶轮(13)和第二涡轮叶轮(10)，第一压气机叶轮(16)和第二压气机叶轮(13)的进气方向以及第一涡轮叶轮(14)和第二涡轮叶轮(10)的排气方向均平行于轴(15)的轴线方向；其中，第一压气机叶轮(16)的排气方向、第二压气机叶轮(13)的排气方向、第一涡轮叶轮(14)的进气方向和第二涡轮叶轮(10)的进气方向均垂直于轴(15)的轴线方向；其中，第一压气机叶轮(16)的进气方向与第二压气机叶轮(13)的进气方向相反，第二压气机叶轮(13)的进气方向与第一涡轮叶轮(14)的排气方向相同，第一涡轮叶轮(14)的排气方向与第二涡轮叶轮(10)的排气方向相反。2.根据权利要求1所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：还包括，涡轮入口，所述涡轮入口设置在与轴(15)垂直相交的直线上；涡轮出口，所述涡轮出口设置在轴(15)的轴向第一端；压气机入口，所述压气机入口设置在轴(15)的轴向第二端；压气机出口，所述压气机出口设置在与(15)垂直相交的直线上。3.根据权利要求2所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：所述涡轮入口与第一涡轮叶轮(14)的进气端之间设置有非单一流向的进气通道，进气通道中至少包含平行于轴(15)轴线方向的通道，以及垂直于轴(15)轴线方向的通道；所述压气机出口与第二压气机叶轮(13)的排气端之间设置有非单一流向的排气通道，排气通道中至少包含平行于轴(15)轴线方向的通道，以及垂直于轴(15)轴线方向的通道。4.根据权利要求3所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：所述进气通道中设置有整流窗(5)。5.根据权利要求1所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：所述第一涡轮叶轮(14)的排气端与第二涡轮叶轮(10)的进气端之间设置有非单一流向的第一气体流道，第一气体流道中至少包含平行于轴(15)轴线方向的流道，以及垂直于轴(15)轴线方向的流道，且平行于轴(15)轴线方向的流道跨过第二压气机叶轮(13)；所述第一压气机叶轮(16)的排气端与第二压气机叶轮(13)的进气端之间设置有非单一流向的第二气体流道，第二气体流道中至少包含平行于轴(15)轴线方向的流道，以及垂直于轴(15)轴线方向的流道，且平行于轴(15)轴线方向的流道跨过第一涡轮叶轮(14)。6.根据权利要求5所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：所述第一气体流道中设置有整流窗(5)。7.根据权利要求1所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：还包括压气机端盖(1)、第一支座(2)、第一导流壳体(3)、外壳体(4)、隔板(6)、第二导流壳体(7)、第二支座(8)、涡轮端盖(9)和轴承(12)，其中：压气机端盖(1)同轴设置在第一压气机叶轮(16)的进气端；第一支座(2)设置在第一压气机叶轮(16)与第一涡轮叶轮(14)之间，且第一支座(2)通过轴承(12)与轴(15)连接；第一导流壳体(3)设置在第一支座(2)和第一涡轮叶轮(14)之间；涡轮端盖(9)同轴设置在第二涡轮叶轮(10)的排气端；第二支座(8)设置在第二压气机叶轮(13)与第二涡轮叶轮(10)之间，且第二支座(8)通
过另一个轴承(12)与轴(15)连接；第二导流壳体(7)设置在第二支座(8)和第二压气机叶轮(13)之间；隔板(6)设置在第一涡轮叶轮(14)和第二压气机叶轮(13)之间；外壳体(4)设置在压气机端盖(1)和涡轮端盖(9)之间，且轴(15)、第一压气机叶轮(16)、第一涡轮叶轮(14)、第二压气机叶轮(13)、第二涡轮叶轮(10)、第一支座(2)、第一导流壳体(3)、隔板(6)、第二导流壳体(7)、第二支座(8)和轴承(12)位于外壳体(4)、压气机端盖(1)以及涡轮端盖(9)三者形成的空间区域内；所述第一支座(2)、第一导流壳体(3)和外壳体(4)之间形成了第一涡轮叶轮(14)排气端与第二涡轮叶轮(10)进气端之间的、非单一流向的第一气体流道；所述外壳体(4)、第二导流壳体(7)和第二支座(8)之间形成了第一压气机叶轮(16)排气端与第二压气机叶轮(13)进气端之间的、非单一流向的第二气体流道。8.根据权利要求7所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：所述外壳体(4)上设置有涡轮入口和压气机出口，所述压气机端盖(1)上设置有压气机入口，所述涡轮端盖(9)上设置有涡轮出口。9.根据权利要求1所述的一种四轮式串联自平衡航空涡轮，其特征在于：所述第一压气机叶轮(16)和第二涡轮叶轮(10)通过紧固螺钉(11)固定在轴(15)的轴向两端。

技术总结
本发明公开了一种四轮式串联自平衡航空涡轮，包括压气机端盖、第一支座、第一导流壳体、外壳体、整流窗、隔板、第二导流壳体、第二支座、涡轮端盖、第二涡轮叶轮、紧固螺钉、轴承、第二压气机叶轮、第一涡轮叶轮、轴和第一压气机叶轮。本发明的航空涡轮内部两级涡轮和两级压气机对称分布在轴上，可实现轴向载荷自平衡功能。本发明的航空涡轮产品具有体积小、结构紧凑、高效率、小流量、大压升、载荷自平衡等特点，能够实现大幅度提升航空涡轮产品机械效率、增压能力及降低轴承工作轴向载荷、提升航空涡轮产品可靠性的作用。产品可靠性的作用。产品可靠性的作用。


技术研发人员：潘绍平 肖云峰 吴永兵 管新宇
受保护的技术使用者：贵州永红航空机械有限责任公司
技术研发日：2023.06.12
技术公布日：2023/9/23