CN104564186B - 涡轮机壳体和将其安装在空气循环机中的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及涡轮机壳体，其包括涡轮机入口充气室和涡轮机壳体本体。所述涡轮机壳体本体包括涡轮机出口安装面、密封板安装面以及形成在所述涡轮机出口安装面与所述密封板安装面之间的中心镗孔。第一支撑件绕所述涡轮机入口充气室形成并且与所述涡轮机壳体本体接触。释放凹腔形成在所述第一支撑件中邻近所述密封板安装面。所述释放凹腔形成在与所述中心镗孔的涡轮机壳体中心轴线相隔第一距离处，并且处于相对于所述密封板安装面的第一深度处。所述第一距离与所述第一深度的比率介于2.66与2.90之间。

Description

涡轮机壳体和将其安装在空气循环机中的方法

技术领域

本发明的示例性实施方案总体上涉及飞机环境控制系统，并且更具体地说，涉及用作飞机环境控制系统的一部分的空气循环机的涡轮机壳体。

背景技术

常规的飞机环境控制系统(ECS)装有空气循环机(ACM)，又称为空气循环冷却机，以用于对供应到飞机机舱的空气进行冷却和减湿。ACM通常包括至少一个涡轮机和压缩机，所述涡轮机和压缩机在共用轴上轴向间隔隔开。涡轮机和压缩机通过一个或多个轴承组件支撑以便绕轴的轴线旋转。

在由涡轮发动机提供动力的飞机上，将要在空气循环机中进行调节的空气通常是从涡轮发动机的一个或多个压缩机级排放的压缩空气。在常规系统中，这种排放空气通过空气循环机压缩机，在所述压缩机中空气被进一步压缩，接着通过冷凝热交换器以便冷却压缩空气。热交换器充分地冷凝水分，从而使空气减湿。减湿的压缩空气接着在涡轮机的一个中膨胀，以便从压缩空气抽取能量，从而驱动所述轴并且还在膨胀的涡轮机排气作为已调节的冷却气体被供应到机舱时将所述排气冷却。

ACM 部件被紧密地封装且包括许多紧固件来将ACM部件连接在一起。ACM部件的设计特征可干扰紧固件安装，从而使ACM组装和维修更慢并且更麻烦。

发明内容

根据本发明的一个实施方案，涡轮机壳体包括涡轮机入口充气室。涡轮机壳体本体包括涡轮机出口安装面、密封板安装面以及形成在涡轮机出口安装面与密封板安装面之间的中心镗孔。第一支撑件绕涡轮机入口充气室形成并且与涡轮机壳体本体接触。释放凹腔(relief pocket)形成在第一支撑件中邻近密封板安装面。释放凹腔形成在与中心镗孔的涡轮机壳体中心轴线相隔第一距离处，并且处于相对于密封板安装面的第一深度处。第一距离与第一深度的比率介于2.66与2.90之间。

一种将涡轮机壳体安装在空气循环机中的方法包括将密封板的外安装孔与涡轮机壳体的释放凹腔对准。涡轮机壳体包括涡轮机入口充气室。涡轮机壳体本体包括涡轮机出口安装面、密封板安装面以及形成在涡轮机出口安装面与密封板安装面之间的中心镗孔。第一支撑件绕涡轮机入口充气室形成并且与涡轮机壳体本体接触。释放凹腔形成在第一支撑件中邻近密封板安装面。释放凹腔形成在与中心镗孔的涡轮机壳体中心轴线相隔第一距离处，并且处于相对于密封板安装面的第一深度处。第一距离与第一深度的比率介于2.66与2.90之间。所述方法还包括将密封板连接至涡轮机壳体，并且将紧固件安装在邻近释放凹腔的外安装孔中，以便将密封板与压缩机壳体连接。

附图说明

在本说明书结尾处的权利要求书中具体地指出并且明确地要求保护被视为本发明的主题。本发明的前述和其它特征以及优点根据结合附图的以下详述变得明显，在附图中：

图1是根据一个实施方案的空气循环机(ACM)的截面；

图2是根据一个实施方案的图1的ACM的涡轮机壳体的透视图；

图3是根据一个实施方案的图1的ACM的涡轮机壳体的另一透视图；

图4是根据一个实施方案用于图1的ACM的涡轮机壳体的紧固件安装位置的视图；

图5是根据一个实施方案的图1的ACM的涡轮机壳体的另一视图；

图6是根据一个实施方案的图5的涡轮机壳体的局部侧视图；

图7是根据一个实施方案的图5的涡轮机壳体的截面；

图8是根据一个实施方案的图5的涡轮机壳体的另一截面；

图9是根据一个实施方案的图3的涡轮机壳体在区域9-9处的图；以及

图10是根据一个实施方案的图9的涡轮机壳体的截面。

详述参考附图以举例方式来说明本发明的实施方案连同优点和特征。

具体实施方式

现在参考图1，示例性空气循环机(ACM) 10包括第一涡轮机20、第二涡轮机40和压缩机60。ACM 10包括由多个壳体部分制造来为压缩机60和涡轮机20、40提供所需间隙的壳体组件12。ACM壳体组件12包括第一涡轮机壳体22、压缩机壳体62和第二涡轮机壳体42。ACM壳体组件12还包括第一涡轮罩23和第二涡轮罩43以及压缩机罩63。第一涡轮机壳体22和第二涡轮机壳体42连接至位于中央的压缩机壳体62。

第一涡轮机20具有入口24、喷嘴125和出口26。第二涡轮机40具有入口44、喷嘴145和出口46。压缩机60也包括入口64、扩散器165和出口66。压缩机60通过第一涡轮机20和第二涡轮机40来驱动。第一涡轮机20包括第一涡轮机转子28，第二涡轮机40包括第二涡轮机转子48，并且压缩机60包括压缩机转子68。第一涡轮机转子28和第二涡轮机转子48以及压缩机转子68连接至轴70以绕轴线A旋转。在一个实施方案中，轴70是中空的并通过例如像流体动力轴颈轴承的轴承72支撑在ACM壳体组件12内。轴70可包括多个孔口(未示出)以使得冷却流进入轴70中来冷却轴承72。止推轴承76连接至轴70来支撑ACM 10中的轴向载荷。

第一密封板80将第一涡轮机20与压缩机60之间的气流分开。第二密封板90将压缩机60与第二涡轮机40之间的气流分开。第一密封板80连接至第一涡轮机壳体22和压缩机壳体62。第二密封板90连接至第二涡轮机壳体42和压缩机壳体62。第一密封板80还连接至止推板100以约束止推轴承76的轴向移动。背板102可安装在压缩机60的扩散器165与第一密封板80之间。如螺栓的多个紧固件50可用来固定密封板80和90。所示的ACM 10是示例性的并且本领域技术人员已知的其它构造在本发明的范围内。ACM 10的两个或更多个部件的组合通常称为ACM组件。

现在参考图2，示出图1的第一涡轮机壳体22的涡轮机出口安装面21的透视图。第一涡轮机壳体22在本文中也称为涡轮机壳体22。在一个实施方案中，涡轮机壳体22由单块铸造材料制造。涡轮机出口安装面21形成于涡轮机壳体本体200中。入口24和旁路25被合并在涡轮机壳体22中。第一支撑件202绕涡轮机入口充气室204邻近入口24形成，并且与涡轮机壳体本体200接触。当将涡轮机壳体22安装在图1的ACM 10中时，所述涡轮机壳体的中心镗孔27的涡轮机壳体中心轴线TA与图1的ACM 10的中心轴线A对准。

图3更详细地描绘图1的涡轮机壳体22的另一透视图，其中包括形成在涡轮机壳体本体200中的密封板安装面29。中心镗孔27形成在图2的涡轮机安装面21与密封板安装面29之间。密封板安装面29包括以不对称图案径向分布的许多紧固件孔206。紧固件孔206允许涡轮机壳体22连接至图1的第一密封板80(也称为密封板80)。释放凹腔208形成在第一支撑件202中邻近密封板安装面29。释放凹腔208为安装在涡轮机壳体22外部的紧固件提供进出点，同时维持第一支撑件202在航空航天环境中的结构完整性。第二支撑件210绕涡轮机入口充气室204形成并且与涡轮机壳体本体200接触。第二支撑件210包括铸靶(castingtarget)212。

图4是根据一个实施方案用于图1的ACM 10的涡轮机壳体22的紧固件安装位置的视图。密封板80的外安装孔214与涡轮机壳体22的释放凹腔208对准。使用图3的一个或多个紧固件孔206将密封板80连接至涡轮机壳体22。图1的多个紧固件50的紧固件50A安装在外安装孔214中邻近释放凹腔208，以便将密封板80与图1的压缩机壳体62和扩散器165连接。

图5是根据一个实施方案的图1的ACM 10的涡轮机壳体22的另一视图。铸靶212包括中心孔216。第一基准面X由通过涡轮机壳体中心轴线TA和中心孔216的平面形成。第二基准面Y垂直于第一基准面X形成。涡轮机壳体22还包括两个其它铸靶218和220，其中铸靶212、218以及220以约120度分开。

图6是根据一个实施方案的图5的涡轮机壳体22的局部侧视图。第三基准面Z形成在密封板安装面29上，其中第三基准面Z与铸靶218中的凹口222之间的长度L1是约1.585英寸(4.0259 cm)。图7是根据一个实施方案的图5的涡轮机壳体22的截面。涡轮机壳体本体200包括外周边224，所述外周边与涡轮机壳体中心轴线TA相隔约5.820英寸(14.7828 cm)的距离D2。图8是根据一个实施方案的图5的涡轮机壳体22的另一截面。第二支撑件210包括曲率OC的起点，所述起点与第三基准面Z处的密封板安装面29相隔约1.295英寸(3.2893cm)的深度P2。

图9是根据一个实施方案的图3的涡轮机壳体22在区域9-9处的图。释放凹腔208形成在与中心镗孔27的涡轮机壳体中心轴线TA相隔约6.1英寸(15.494 cm)的距离D1处。释放凹腔208形成在相对于第一基准面X的约35.5度的角度Θ处。约0.25英寸(0.635 cm)的释放凹腔半径R1形成在从角度Θ延伸约0.36英寸(0.9144 cm)的偏移距离O1的第一距离D1处。

图10是根据一个实施方案的图9的涡轮机壳体22的截面。释放凹腔208具有相对于第三基准面Z处的密封板安装面29约2.200英寸(5.588 cm)的深度P1。释放凹腔208还包括：内轮廓226，其具有约0.25英寸(0.635 cm)的内轮廓半径R2；和外轮廓228，其具有约0.125英寸(0.3175 cm)的外轮廓半径R3。

在一个实施方案中，第一距离D1与第一深度P1的比率介于2.66与2.90之间。偏移距离O1与释放凹腔半径R1的比率介于1.26与1.66之间。内轮廓半径R2与外轮廓半径R3的比率介于1.41与2.95之间。第一深度P1与第二深度P2的比率介于1.52与1.91之间。第一距离D1与第二距离D2的比率介于1.04与1.05之间。

一种用于将涡轮机壳体22安装在图1的ACM 10中的方法参照图1至图10来描述。涡轮机壳体22在ACM 10中的安装期间的组装顺序可在各实施方案中有所改变。所述方法包括将密封板80的外安装孔214与涡轮机壳体22的释放凹腔208对准。将密封板80连接至涡轮机壳体22。将紧固件50A安装在外安装孔214中邻近释放凹腔208，以便将密封板80与压缩机壳体62连接。还将多个紧固件50安装来将密封板80与压缩机壳体62和扩散器165连接。如先前所述，涡轮机壳体22包括涡轮机入口充气室204和涡轮机壳体本体200。涡轮机壳体本体200包括涡轮机出口安装面21、密封板安装面29以及形成在涡轮机出口安装面21与密封板安装面29之间的中心镗孔27。第一支撑件202绕涡轮机入口充气室204形成并且与涡轮机壳体本体200接触。释放凹腔208形成在第一支撑件202中邻近密封板安装面29。释放凹腔208形成在与中心镗孔27的涡轮机壳体中心轴线TA相隔第一距离D1处，并且处于相对于第三基准面Z处的密封板安装面29的第一深度P1处。

虽然仅结合有限数量的实施方案对本发明进行了详细描述，但是应易于理解，本发明不限于这些已公开的实施方案。相反，本发明可进行修改来合并之前并未描述但与本发明的精神和范围相符的任何数量的变化、改变、替代或等效布置。另外，虽然已描述了本发明的各种实施方案，但是应理解本发明的各方面可仅包括所描述实施方案中的一些。因此，本发明不应被视为受前文描述的限制，而是仅受所附权利要求书的范围限制。

Claims (12)

1.一种涡轮机壳体，其包括：

涡轮机入口充气室；

涡轮机壳体本体，其包括涡轮机出口安装面、密封板安装面以及形成在所述涡轮机出口安装面与所述密封板安装面之间的中心镗孔；

第一支撑件，其绕所述涡轮机入口充气室形成并且与所述涡轮机壳体本体接触；以及

释放凹腔，其形成在所述第一支撑件中邻近所述密封板安装面，所述释放凹腔形成在与所述中心镗孔的涡轮机壳体中心轴线相隔第一距离处，并且处于相对于所述密封板安装面的第一深度处，其中所述第一距离与所述第一深度的比率介于2.66与2.90之间。

2.根据权利要求1所述的涡轮机壳体，其进一步包括：

第二支撑件，其绕所述涡轮机入口充气室形成并且与所述涡轮机壳体本体接触，所述第二支撑件包括铸靶，所述铸靶具有中心孔，其中第一基准面由通过所述涡轮机壳体中心轴线和所述中心孔的中心轴线的平面形成。

3.根据权利要求2所述的涡轮机壳体，其中所述释放凹腔形成在相对于所述第一基准面的约35.5度的角度处，且其中释放凹腔半径形成在从所述角度延伸偏移距离的所述第一距离处，并且所述偏移距离与所述释放凹腔半径的比率介于1.26与1.66之间。

4.根据权利要求2所述的涡轮机壳体，其中所述释放凹腔进一步包括：内轮廓，所述内轮廓具有内轮廓半径；外轮廓，所述外轮廓具有外轮廓半径，并且所述内轮廓半径与所述外轮廓半径的比率介于1.41与2.95之间。

5.根据权利要求4所述的涡轮机壳体，其中所述第二支撑件进一步包括曲率的靠近所述密封板安装面的起点，所述起点与所述密封板安装面相隔第二深度，并且所述第一深度与所述第二深度的比率介于1.52与1.91之间。

6.根据权利要求1所述的涡轮机壳体，其中所述涡轮机壳体本体进一步包括外周边，所述外周边与所述涡轮机壳体中心轴线相隔第二距离，并且所述第一距离与所述第二距离的比率介于1.04与1.05之间。

7.一种将涡轮机壳体安装在空气循环机中的方法，所述方法包括：

将密封板的外安装孔与所述涡轮机壳体的释放凹腔对准，所述涡轮机壳体包括：

涡轮机入口充气室；

涡轮机壳体本体，其包括涡轮机出口安装面、密封板安装面以及形成在所述涡轮机出口安装面与所述密封板安装面之间的中心镗孔；

第一支撑件，其绕所述涡轮机入口充气室形成并且与所述涡轮机壳体本体接触；以及

所述释放凹腔，其形成在所述第一支撑件中邻近所述密封板安装面，所述释放凹腔形成在与所述中心镗孔的涡轮机壳体中心轴线相隔第一距离处，并且处于相对于所述密封板安装面的第一深度处，其中所述第一距离与所述第一深度的比率介于2.66与2.90之间；

将所述密封板连接至所述涡轮机壳体；以及

将紧固件安装在所述外安装孔中邻近所述释放凹腔，以便将所述密封板与压缩机壳体连接。

8.根据权利要求7所述的方法，其中所述涡轮机壳体进一步包括第二支撑件，其绕所述涡轮机入口充气室形成并且与所述涡轮机壳体本体接触，所述第二支撑件包括铸靶，所述铸靶具有中心孔，其中第一基准面由通过所述涡轮机壳体中心轴线和所述中心孔的中心轴线的平面形成。

9.根据权利要求8所述的方法，其中所述释放凹腔形成在相对于所述第一基准面的约35.5度的角度处，且其中释放凹腔半径形成在从所述角度延伸偏移距离的所述第一距离处，并且所述偏移距离与所述释放凹腔半径的比率介于1.26与1.66之间。

10.根据权利要求8所述的方法，其中所述释放凹腔进一步包括：内轮廓，所述内轮廓具有内轮廓半径；外轮廓，所述外轮廓具有外轮廓半径，并且所述内轮廓半径与所述外轮廓半径的比率介于1.41与2.95之间。

11.根据权利要求10所述的方法，其中所述第二支撑件进一步包括曲率的靠近所述密封板安装面的起点，所述起点与所述密封板安装面相隔第二深度，并且所述第一深度与所述第二深度的比率介于1.52与1.91之间。

12.根据权利要求7所述的方法，其中所述涡轮机壳体本体进一步包括外周边，所述外周边与所述涡轮机壳体中心轴线相隔第二距离，并且所述第一距离与所述第二距离的比率介于1.04与1.05之间。