[实用新型]一种航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳

说明书

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。

技术领域

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。

背景技术

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。

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。

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。

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。

实用新型内容

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。

为实现上述目的，本实用新型采用了以下技术方案：

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；