一种辅助动力装置引气出口管路和设计方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种辅助动力装置引气出口管路和设计方法，属于航天发动机技术领域，该一种辅助动力装置引气出口管路，包括主管路，包括延气体流动方向顺序连接的进口段、中间段和出口段，所述中间段包括沿气体流动方向直径逐渐减小的收缩区段和直径逐渐增大的扩散区段，并在所述收缩区段和扩散区段的连接位置形成管路喉部；支管路。通过设置由进口段、中间段和出口段构成的主管路，并通过设计直径先变小后增大变化趋势的中间段，从而在中间段上形成管路喉部，在解决了现有技术中超温超扭技术问题的同时，减小了系统的压强损失。减小了系统的压强损失。减小了系统的压强损失。

【技术实现步骤摘要】
一种辅助动力装置引气出口管路和设计方法


[0001]本专利技术属于航空发动机
，具体涉及一种辅助动力装置引气出口管路和设计方法。

技术介绍

[0002]航空气压型起动系统主要由辅助动力装置(APU)、空气管路和空气涡轮起动机(ATS)组成，主要用途是为航空发动机起动提供起动扭矩；由APU压气机后引出一股高压气体，通过空气管路，驱动与发动机齿轮箱相连接的ATS旋转做功，进而带动航空发动机转速上升，最终完成起动。
[0003]气压型起动系统设计方案中，起动系统做功能力取决于ATS涡轮导向器喉部尺寸，如果系统匹配设计不合理，可能导致实际引气流量偏大，进而导致APU负载增大，排气温度增高，存在超温风险；同时，由于引气流量偏大，输出功率过大，还会导致ATS输出扭矩偏大，存在超扭风险。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种辅助动力装置引气出口管路，以解决上述
技术介绍
中提出现有的引气管路在使用过程中的问题。
[0005]为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种辅助动力装置引气出口管路，所述管路构成为辅助动力装置和空气涡轮起动机之间的气体流通通道的一部分，所述管路包括：
[0006]主管路，包括沿气体流动方向顺序连接的进口段、中间段和出口段，所述中间段包括沿气体流动方向直径逐渐减小的收缩区段和直径逐渐增大的扩散区段，并在所述收缩区段和扩散区段的连接位置形成管路喉部；
[0007]支管路，连接于所述进口段，用于防喘放气。
[0008]优选的，所述进口段的出气侧沿所述空气涡轮起动机方向弯曲设置，且所述进口段最小直径和最大直径的比值在1:9～1:10之间。
[0009]优选的，所述进口段的弯曲角度为90
°
。
[0010]优选的，所述管路进气侧和辅助动力装置的安装接口以及所述管路出气侧和空气涡轮起动机的安装接口均通过快卸卡箍进行连接。
[0011]优选的，所述中间段进口侧端面直径和中间段出口侧端部直径相等。
[0012]优选的，所述管路喉部端面直径和所述中间段出口侧端面直径的比值在1.2～1.5之间。
[0013]优选的，所述出口段的至少部分区段构造为波纹管。
[0014]优选的，所述管路的材料至少能够承受230℃的温度。
[0015]本专利技术另一方面提供了一种辅助动力装置引气出口管路的设计方法，包括：
[0016]确定起动功率需求；
[0017]基于空气涡轮起动机效率、APU引气特性和管路损失的迭代计算，确定引气折合流量；
[0018]基于引气折合流量，对中间段的尺寸进行设计。
[0019]优选的，所述基于引气折合流量，对中间段的尺寸进行设计，包括管路喉部面积、文氏管特征尺寸、热膨胀影响分析、流量及管路喉部直径校核的迭代计算。
[0020]与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
[0021]本申请通过设置由进口段、中间段和出口段构成的主管路，并通过设计直径先变小后增大变化趋势的中间段，从而在中间段上形成管路喉部，在解决了现有技术中超温超扭技术问题的同时，减小了系统的压强损失。
附图说明
[0022]图1为现有技术中ATS和APU连接管路示意图；
[0023]图2为浮动套筒结构示意图；
[0024]图3为本专利技术整体结构示意图；
[0025]图4为本专利技术引气管路结构示意图；
[0026]图5为本专利技术中间段结构示意图；
[0027]图6为本专利技术波纹管结构示意图；
[0028]图7为本专利技术方法示意图。
[0029]图中：1、引气管路；10、主管路；100、进口段；101、中间段；101a、收缩区段；101b、管路喉部；101c、扩散区段；102、出口段；20、支管路；。
具体实施方式
[0030]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0031]航空气压型起动系统主要由辅助动力装置(Auxiliary Power Unit，以下简称APU)、空气管路和空气涡轮起动机(Air Turbine Starter，以下简称ATS)组成，参照图1，为现有的航空气压型起动系统的组成，其中辅助动力装置(APU)和空气涡轮起动机(ATS)之间通过空气管路进行连接，空气管路在辅助动力装置(APU)一侧的支路上设有防喘阀，并在空气涡轮起动机(ATS)一侧设有起动控制阀，同时空气管路在辅助动力装置(APU)和空气涡轮起动机(ATS)之间设有调压装置，并对应将调压装置中靠近辅助动力装置(APU)一侧记为进口侧，调压装置中靠近空气涡轮起动机(ATS)的一侧记为出口侧，该调压装置能够在进口侧压力增大的情况下，对应调节出口侧的压力，以使出口侧的压力维持在稳定值，具体的，在调压装置的进口侧压力增大时，调节装置内的调节器杆在气压隔膜和弹簧的共同作用下达到新的平衡，对应地，调压装置内的碟阀角度变小，以使调压装置出口侧的压力维持在稳定值，采用该种方式进行调压，一方面会增加总压损失，从而降低系统的综合效率，另一方面，调压装置的结构比较复杂，且对应增加了系统整体的成本和重量，而使系统的可靠性降低。
[0032]同时在空气管路和辅助动力装置(APU)和空气涡轮起动机(ATS)的连接位置，往往
会在接口处采用柔性连接的方式，实现柔性连接方式主要包括使用浮动套筒和金属编织软管两种方式，具体的，对于使用浮动套筒的形式，参照图1和2，此时浮动套筒的两端通过密封垫进行密封和连接；此时当需要对浮动套筒结构进行拆装时，会对密封垫造成损伤，因此不适用于的多次拆装的场景，对于金属编织软管的形式，接口采用法兰盘和螺栓连接，并使用密封垫进行密封，此时金属软管加法兰盘的结构，连接位置的尺寸设计较大，重量较重，不适合在航空器机载设备上进行使用。
[0033]针对现有技术中航空气压型起动系统设计上的不足，现设计如下的辅助动力装置(APU)引气出口管路(以下简称引气管路)：
[0034]该引气管路1设置于辅助动力装置(APU)引气蜗壳和飞机空气管路之间，以在辅助动力装置(APU)和飞机空气管路之间构建气体流通通道，且构成该引气管路1的材料能够承受230℃的高温，以使该引气管路1能够在引气温度达到230℃时能够正常运行，在引气管路1的一些实施例中，引气管路1的材料为304钢，能够承受400℃的高温，在引气温度过高的情况下也能正常运行，同时将引气管路1中与辅助动力装置(APU)连接的一端记为进气端，引气管路1与飞机空气管路连接的一端记为出气端(即排气端)，由辅助动力装置(APU)引出的高压气体由引气管路1的进气端向出气端流出(后续统称为气体流动方向)，并对应的将构成引气管路1的各个部分中靠近进气端的一侧记为进气侧，靠本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种辅助动力装置引气出口管路，所述管路构成为辅助动力装置和空气涡轮起动机之间的气体流通通道的一部分，其特征在于：所述管路包括：主管路，包括沿气体流动方向顺序连接的进口段、中间段和出口段，所述中间段包括沿气体流动方向直径逐渐减小的收缩区段和直径逐渐增大的扩散区段，并在所述收缩区段和扩散区段的连接位置形成管路喉部；支管路，连接于所述进口段，用于防喘放气。2.根据权利要求1所述的一种辅助动力装置引气出口管路，其特征在于：所述进口段的出气侧沿所述空气涡轮起动机方向弯曲设置，且所述进口段最小直径和最大直径的比值在1:9～1:10之间。3.根据权利要求1或2所述的一种辅助动力装置引气出口管路，其特征在于：所述进口段的弯曲角度为90
°
。4.根据权利要求1所述的一种辅助动力装置引气出口管路，其特征在于：所述管路进气侧和辅助动力装置的安装接口以及所述管路出气侧和空气涡轮起动机的安装接口均通过快卸卡箍进行连接。5.根据权利要求1所述的一种辅助动力装置引气出口管路，其特征在于：所述中间段...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡国星，喻雷，尹星研，潘尚能，黄文博，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：