CN103758588A - 一种飞机用涡轮增压器的外壳机构及其制造工艺 - Google Patents

Abstract

本发明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。本发明还提供了一种飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺，本发明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和一种易于加工、节约成本的该外壳机构的制造工艺。

Description

一种飞机用涡轮增压器的外壳机构及其制造工艺

技术领域

本发明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及其制造工艺。

背景技术

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。

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。

发明内容

本发明提供一种供热稳定、除冰迅速的飞机用涡轮增压器的外壳机构，除此之外，本发明还提供该飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺。

本发明提供的技术方案为：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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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、防冰气外壳和防冰气入口为铝质材料。

本发明还提供上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺，所述的涡轮增压器壳体包括涡轮进口接管、涡轮出口喷嘴、蜗壳本体、防冰气环形管、蜗壳法兰，所述的蜗壳本体由蜗壳上半片和蜗壳下半片组成，所述的涡轮进口接管内还设有一个L形皮托管；所述的防冰气入口由防冰上半接管和防冰下半接管组成；所述的涡轮增压器的外壳机构还包括一个测压组件，所述的测压组件包括测压接口和测压接管，所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺包括以下几个步骤：

步骤1：准备两块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备蜗壳上半片和蜗壳下半片，所述的蜗壳上半片和蜗壳下半片上预留有与涡轮进口接管连接的开孔，所述的蜗壳上半片预留有供空气输出的开孔，所述的蜗壳下半片预留有与蜗壳法兰连接的开孔；

步骤2：准备一块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备制备防冰气外壳，所述的防冰气外壳上预留有与防冰气入口连接的开孔，预留有与防冰气环形管两端相连的开孔，以及预留有与测压接口连接的开孔；

步骤3：准备两块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备制备防冰上半接管和防冰下半接管；

步骤4：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制防冰气环形管；

步骤5：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制L形皮托管；

步骤6：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制测压接管；

步骤7：将蜗壳上半片和蜗壳下半片进行焊接连接，将防冰上半接管和防冰下半接管进行焊接连接，将蜗壳法兰焊接在蜗壳下半片的底部，将防冰气入口焊接在防冰气外壳上预留的与防冰气入口连接的开孔上，将测压接管与测压接口进行焊接连接，将测压接口焊接在防冰气外壳上为测压接口预留的开孔上，将防冰气环形管焊接在涡轮出口喷嘴的底部，将防冰气外壳焊接在蜗壳上半片上，将涡轮出口喷嘴焊接在防冰气外壳上，将L形皮托管焊接在涡轮进口接管内测，将涡轮进口接管焊接在蜗壳上半片和蜗壳下半片上预留的与涡轮进口接管连接的开孔上。

在上述的飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺中，所述的蜗壳本体内还设有喷嘴连接环，所述的步骤7还包括：

子步骤1：将喷嘴连接环焊接在所述的蜗壳上半片预留的供空气输出的开孔上

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。

在本发明所提供的制造工艺中，采用冷作深拉伸工艺来制备各部件，并且采用钣金焊接工艺进行焊接各部件，相比于传统采用铸铁制作涡轮增压器的壳体，本工艺降低了产品重量，提高了加工效率，减轻了加工难度，并且利于维修。

附图说明

图1是本发明的具体实施例1的主视图；

图2是本发明的具体实施例1的后视图；

图3是图2所示的A-A剖面的剖视图；

图4是图1所示的B-B旋转剖面的剖视图；

图5是图2所示的C-C剖面的剖视图；

图6是图1所示的D-D旋转剖面的剖视图；

图7是实施例2中步骤1所述的下料操作完成后的铝板视图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式，对本发明的技术方案作进一步的详细说明，但不构成对本发明的任何限制。

实施例1

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1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1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1上。

作为本发明的进一步改进，所述的涡轮增压器壳体1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4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。

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1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，本发明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。

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14，所述的蜗壳法兰14上设有若干个自锁钢丝螺套141，方便与外设的固定组件进行连接，如废气涡轮。在蜗壳本体13的内部还设有喷嘴连接环133，其主要作用是用来稳定转子的叶轮，使之在转动的时候气体流动更加稳定。在本实施例中，所述的涡轮增压器壳体1和防冰气外壳2为铝质材料。

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16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。

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1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1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。

实施例2

一种飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺，如图1-6所示，所述的涡轮增压器壳体1包括涡轮进口接管11、涡轮出口喷嘴12、蜗壳本体13、防冰气环形管14、蜗壳法兰15，所述的蜗壳本体13由蜗壳上半片131和蜗壳下半片132组成，所述的蜗壳本体13内还设有喷嘴连接环133所述的涡轮进口接管11内还设有一个L形皮托管111；所述的防冰气入口4由防冰上半接管41和防冰下半接管42组成；所述的涡轮增压器的外壳机构还包括一个测压组件6，所述的测压组件6包括测压接口61和测压接管62，所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺包括以下几个步骤：

步骤1：准备两块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备蜗壳上半片131和蜗壳下半片132，所述的蜗壳上半片131和蜗壳下半片132上预留有与涡轮进口接管11连接的开孔，所述的蜗壳上半片131预留有供空气输出的开孔，所述的蜗壳下半片132预留有与蜗壳法兰15连接的开孔；蜗壳下半片132的制备具体来说可以分为以下10小步：

1、备料：用剪板机剪一块370+2mm*350+2mm的铝板

2、清洗：对零件用汽油清洗，除去材料表面油污

3、下料：用剪板机、剪刀将铝板剪出冲压前如图7所示的形状，去刮刀除边缘毛刺，注意保护材料表面；

4、热处理：将材料放进热处理炉内进行退火处理，退火温度：420℃保温30min，随炉冷却到260℃后空冷，注意：若有多张料同时处理时要均匀散开放置

5、冲压：在液压机上装调模具ＣＬＱ21－149－1，将铝板冲压成形，各处尺寸均由模具保证，放料时料正反面均需垫塑料薄膜，且凹模和料正反面均需涂抹机油。

6、冲孔：将成型模具中的凸模模芯换成ＣＬＱ21－149－1－1，在液压机上装调模具，冲压孔成形，同时要求孔周围蜗道部分贴模，零件外表面不允许有划伤、碰伤、锒头敲痕等影响外观的缺陷。

7、清洗：用汽油清洗，除去材料表面油污

8、钣：将蜗壳上半片扣在成型模凸模上用木榔头校形，各处要求平滑贴模；

蜗壳上半片131的制备步骤与蜗壳下半片132的制备步骤相似，不同点在于要在不同的位置冲制出对应的通孔即可。

步骤2：准备一块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备制备防冰气外壳2，所述的防冰气外壳2上预留有与防冰气入口4连接的开孔，预留有与防冰气环形管14两端相连的开孔，以及预留有与测压接口61连接的开孔；

具体来说本步骤2包括如下几个分步骤：

1、备料：用剪板机剪一块380+2mm*380+2mm的铝板；

2、清洗：对零件用汽油清洗，除去材料表面油污；

3、下料：将铝板剪成Φ380mm的圆片，去除边缘毛刺，注意保护材料表面；

4、热处理：将材料放进热处理炉内进行退火处理，退火温度：420℃保温30min，随炉冷却到260℃后空冷，注意：若有多张料同时处理时要均匀散开放置；

5、冲压：在液压机上装调模具，将铝板冲压成形，成形高度约为H≥80，成形时80的深度可分2到3次完成，每压一次需按工序15退火处理，放料时料正反面均需垫塑料薄膜，且凹模和料正反面均需涂抹机油；

6、清洗：用汽油清洗，除去材料表面油污；

7、校形：在自制胎具上装夹工件找正，加工深度加工孔Φ126，去毛刺；注意:零件外表面不允许有划伤、碰伤、锒头敲痕等影响外观的缺陷；

8、检验在检验平台上用游标卡尺（刻度值0.02）、高度尺（刻度值0.02）检验尺寸；检验外观：零件外表面不允许有划伤、碰伤、锒头敲痕等影响外观的缺陷；

9、产品合格后入车间半成品库。

步骤3：准备两块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备制备防冰上半接管41和防冰下半接管42；

本步骤3具体包括如下子步骤：

1、备料：用剪板机剪一块100+1.5mm*150+1.5mm的铝板

2、清洗：对零件用汽油清洗，除去材料表面油污

3、下料：用剪板机、剪刀将铝板剪成100mm*150mm的铝板，用刮刀去除边缘毛刺，注意保护材料表面

4、冲压：在液压机上装调模具，将铝板冲压成形，成形长度约为L≥85，

5、清洗：用汽油清洗，除去材料表面油污

6、钣：用1.5磅锤子校形，在成型模凸模上校形，要求贴合并光滑过渡。

7、检验：在检验平台上用游标卡尺（刻度值0.02）、高度尺（刻度值0.02）检验尺寸；检验外观：零件外表面不允许有划伤、碰伤、锒头敲痕等影响外观的缺陷。

步骤4：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制防冰气环形管14；

步骤4具体可以由以下分步骤构成：

1、料：下一根铝管，规格直径10mm长度500mm；

2、钣：用弯管器弯制环形管成形，管道圆滑过渡，防止弯扁；

3、将环形管两端弯曲，做出垂直于环形管平面的连接段保证24.7mm，管口要求平整光滑；

4、检验：按图检查各尺寸及外观；

5、入库：产品合格后入车间半成品库；

步骤5：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制L形皮托管111；

步骤5具体可以由以下分步骤构成：

1、料：下一根铝管，规格直径10mm长度500mm；

2、钣：用弯管器弯制皮托管成形，保证弯处半径R15，管道圆滑过渡，防止弯扁；取皮托管长度管口要求平整光滑；

3、检验：按图检查各尺寸及外观；

4、入库：入车间半成品库。

步骤6：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制测压接管62；

步骤6具体可以由以下分步骤构成：

1、料：下一根铝管，规格直径6mm长度500mm；

2、钣：用弯管器弯制引压管成形，保证弯处半径R10，管道圆滑过渡，防止弯扁；取引压管长度，管口要求平整光滑；

3、检验：按图检查各尺寸及外观；

4、入库入车间半成品库。

步骤7：将蜗壳上半片131和蜗壳下半片132进行焊接连接，将喷嘴连接环133焊接在所述的蜗壳上半片131预留的供空气输出的开孔上，将防冰上半接管41和防冰下半接管42进行焊接连接，将蜗壳法兰15焊接在蜗壳下半片132的底部，将防冰气入口4焊接在防冰气外壳2上预留的与防冰气入口4连接的开孔上，将测压接管62与测压接口61进行焊接连接，将测压接口61焊接在防冰气外壳2上为测压接口61预留的开孔上，将防冰气环形管14焊接在涡轮出口喷嘴12的底部，将防冰气外壳2焊接在蜗壳上半片131上，将涡轮出口喷嘴12焊接在防冰气外壳2上，将L形皮托管111焊接在涡轮进口接管11内测，将涡轮进口接管11焊接在蜗壳上半片131和蜗壳下半片132上预留的与涡轮进口接管11连接的开孔上。

上述步骤完成后，飞机用涡轮增压器的外壳机构也就制作完成了，在使用需要进行除去覆膜的工作，使之可以安全运转。

以上所述的仅为本发明的较佳实施例，凡在本发明的精神和原则范围内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

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（1）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（1）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（1）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（1）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（4）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）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（1）、防冰气外壳（2）、防冰气入口（4）为铝质材料。

9.一种如权利要求1所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺，所述的涡轮增压器壳体（1）包括涡轮进口接管（11）、涡轮出口喷嘴（12）、蜗壳本体（13）、防冰气环形管（14）、蜗壳法兰（15），所述的蜗壳本体（13）由蜗壳上半片（131）和蜗壳下半片（132）组成，所述的涡轮进口接管（11）内还设有一个L形皮托管（111）；所述的防冰气入口（4）由防冰上半接管（41）和防冰下半接管（42）组成；所述的涡轮增压器的外壳机构还包括一个测压组件（6），所述的测压组件（6）包括测压接口（61）和测压接管（62），其特征在于，所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺包括以下几个步骤：

步骤1：准备两块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备蜗壳上半片（131）和蜗壳下半片（132），所述的蜗壳上半片（131）和蜗壳下半片（132）上预留有与涡轮进口接管（11）连接的开孔，所述的蜗壳上半片（131）预留有供空气输出的开孔，所述的蜗壳下半片（132）预留有与蜗壳法兰（15）连接的开孔；

步骤2：准备一块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备制备防冰气外壳（2），所述的防冰气外壳（2）上预留有与防冰气入口（4）连接的开孔，预留有与防冰气环形管（14）两端相连的开孔，以及预留有与测压接口（61）连接的开孔；

步骤3：准备两块预先设计好尺寸的硬铝板，通过冷作深拉伸工艺制备制备防冰上半接管（41）和防冰下半接管（42）；

步骤4：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制防冰气环形管（14）；

步骤5：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制L形皮托管（111）；

步骤6：准备一个预先设计好尺寸的铝管，通过弯管器弯制测压接管（62）；

步骤7：将蜗壳上半片（131）和蜗壳下半片（132）进行焊接连接，将防冰上半接管（41）和防冰下半接管（42）进行焊接连接，将蜗壳法兰（15）焊接在蜗壳下半片（132）的底部，将防冰气入口（4）焊接在防冰气外壳（2）上预留的与防冰气入口（4）连接的开孔上，将测压接管（62）与测压接口（61）进行焊接连接，将测压接口（61）焊接在防冰气外壳（2）上为测压接口（61）预留的开孔上，将防冰气环形管（14）焊接在涡轮出口喷嘴（12）的底部，将防冰气外壳（2）焊接在蜗壳上半片（131）上，将涡轮出口喷嘴（12）焊接在防冰气外壳（2）上，将L形皮托管（111）焊接在涡轮进口接管（11）内测，将涡轮进口接管（11）焊接在蜗壳上半片（131）和蜗壳下半片（132）上预留的与涡轮进口接管（11）连接的开孔上。

10.根据权利要求9所述的飞机用涡轮增压器的外壳机构的制造工艺，其特征在于，所述的蜗壳本体（13）内还设有喷嘴连接环（133），所述的步骤7还包括：

子步骤1：将喷嘴连接环（133）焊接在所述的蜗壳上半片（131）预留的供空气输出的开孔上。

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