CN108612588B - 微型航空涡轴驱动*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种微型航空涡轴驱动***，包括：产生高温高压燃气的微型涡轮喷气式发动机总成；将所述燃气的内能转换为扭矩输出的涡轮传扭总成，该涡轮传扭总成的至少一部分设置于微型涡轮喷气式发动机总成的尾喷管中，涡轮传扭总成上设有气流输出通道；输入端与涡轮传扭总成扭矩输出端固定连接的齿轮减速装置，所述涡轮传扭总成位于微型涡轮喷气式发动机总成与齿轮减速装置之间。本发明具有比纯电发动机更高的功率密度和比活塞发动机更好的工作平稳性，可以获得比纯电发动机更好的续航能力，和比活塞发动机更好的轻量化空间，大大拓展了微型航空器(小型无人直升机)等设备在现代军事、工业、农业等方面的应用。

Description

微型航空涡轴驱动***

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，特别涉及一种微型航空涡轴驱动***。

背景技术

大中型直升机用的涡轮轴发动机有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等燃气发生器基本构造，但它一般都装有自由涡轮，如图1所示，前面的是一级普通涡轮，它带动压气机，维持发动机工作，后面的二级是自由涡轮，高温、高速的燃气在其中作功，通过穿过压气机的转轴(该转轴为空心轴)带动直升机的旋翼旋转，使它升空飞行。然而，这种涡轮轴发动机不但结构复杂，而且体积大，重量重，成本高，以致在小型无人直升机上由于占用空间大以及重量重等问题导致其无法使用。因此，目前的无人直升机常用的动力***主要可分为电力驱动方式和燃油驱动方式两大类：

电力驱动***由电池驱动，输出功率低，续航时间较短，电力驱动***中包含的电池占用机舱体积较多，结构重量大，在低温低压环境下工作可靠性欠佳，长时间工作时电池发热量较大，给无人直升机舱内其他设备带来安全风险。此外，使用的时候需要预先充电，相当不方便。

燃油动力***以活塞式航空发动机为主，燃料在气缸内燃烧膨胀，驱动活塞往复运动，通过曲轴连杆机构输出轴功率。活塞式发动机运行振动剧烈，噪声大，机械结构复杂，维护保养不方便，长时间运行需要加装强化冷却装置并携带工质，大大增加动力***结构重量。使用发电机为机载设备供电时，需额外安装传动变速机构，既增加重量，又降低动力***整体可靠性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种以微型涡轮喷气式发动机总成作为燃器发生器的微型航空涡轴驱动***。

解决上述技术问题的技术方案如下：

微型航空涡轴驱动***，包括：

产生高温高压燃气的微型涡轮喷气式发动机总成；

将所述燃气的内能转换为扭矩输出的涡轮传扭总成，该涡轮传扭总成的至少一部分设置于微型涡轮喷气式发动机总成的尾喷管中，涡轮传扭总成上设有气流输出通道；

输入端与涡轮传扭总成扭矩输出端固定连接的齿轮减速装置，所述涡轮传扭总成位于微型涡轮喷气式发动机总成与齿轮减速装置之间。

在上述方案中使涡轮传扭总成位于微型涡轮喷气式发动机总成与齿轮减速装置之间，这种位置关系决定了涡轮传扭总成的输出端不用再穿过微型涡轮喷气式发动机总成的转轴，由此也使得可以采用微型涡轮喷气式发动机总成作为驱动***的燃气发生器，籍此由传统的微型涡轮喷气式发动机的动力转化为轴功率输出，以驱动微型航空器(例如小型无人直升机)等轴功率消耗设备，具有比纯电发动机更高的功率密度和比活塞发动机更好的工作平稳性，可以获得比纯电发动机更好的续航能力，和比活塞发动机更好的轻量化空间，大大拓展了微型航空器(小型无人直升机)等设备在现代军事、工业、农业等方面的应用。可在军用、民用无人机领域发挥重要作用。

附图说明

图1为现有技术中的大中型直升机用的涡轮轴发动机的结构示意图；

图2为本发明的结构示意图；

图3为沿图2横向的剖面结构示意图；

图4为图2中微型涡轮喷气式发动机总成的第一实施例的剖面结构示意图；

图5为图4中的油路结构示意图；

图6为本发明中第一种罩壳的结构示意图；

图7为本发明中的第一种甩油部件的结构示意图；

图8为本发明中第二种罩壳的结构示意图；

图9为将图5中罩壳与轴承座进行装配后的示意图；

图10为本发明中的第二种甩油部件的结构示意图；

图11为本发明中的第三种甩油部件的结构示意图；

图12为本发明中的第四种甩油部件的结构示意图；

图13为图2中微型涡轮喷气式发动机总成的第二实施例的剖面结构示意图；

图14为图2中所示的涡轮传扭总成与尾喷管的装配结构示意图；

图15为图2中的涡轮传扭总成的安装座的结构示意图；

图16为图2中排气管的立体结构示意图；

图17为图2中排气管的在另一个方向的立体结构示意图；

图18为图2中齿轮减速装置的结构示意图；

A为前轴承，B为后轴承，C为扇叶，D为燃烧室，外壳E、整流罩F，尾喷管G；

1为微型涡轮喷气式发动机总成，2为涡轮传扭总成，3为齿轮减速装置，4为第一整流罩，5为排气管，5a为排气管本体，5b为第一开口，5c为第二开口，5d为环墙，5e为筒状部件，5f为管口；

10为轴承座，11为输入油道，12为输出油道，13为密闭腔体，14为第一O型圈；

20为转轴，21为螺母；

30为扩压器，31为轴套，32为第一环形密封件，33为第一密封圈，34为环状凸起；

40为涡轮，41为第二环形密封件，42为环套；

50为罩壳，50a为出油口，51为输油管，52为环形油腔，53为第一装配孔，54为开口，55为第二装配孔；

60为甩油部件，61为甩油通道，62为入口，63为出口，64为载油槽；

70为自由涡轮、71为传动轴，72为气流输出通道，73为安装座，73a为外环套，73b为内环套，73c为骨架，73d为凸起部，74为轴承座，75为轴承；

80为箱体，81为第一主动齿轮，82为第一被动齿轮，83为第一轴，84为第一轴承，85为第二主动齿轮，86为第二被动齿轮，87为第二轴，88为第二轴承；

90为带轮。

具体实施方式

如图2和图3所示，本发明的微型航空涡轴驱动***，包括微型涡轮喷气式发动机总成1、涡轮传扭总成2、齿轮减速装置3、第一整流罩4、排气管5，下面对各部分以及它们之间的关系进行详细地说明：

如图3至图6所示，微型涡轮喷气式发动机总成1用于产生高温高压燃气，在一个或多个实施方式中，微型涡轮喷气式发动机总成的优选结构方式为：包括外壳E、前轴承A、后轴承B、轴承座10、转轴20、扇叶C、涡轮40、燃烧室D、整流罩F、输油组件、尾喷管G，下面对微型涡轮喷气式发动机总成的结构进行详细说明：

如图4和图5所示，转轴20穿过轴承座10，轴承座10内孔中安装有所述前轴承A和后轴承B，转轴20的一端穿过前轴承A，转轴20的另一端穿过后轴承B，从而转轴20通过前轴承A和后轴承B进行支撑，在转轴20的一端安装压气机扇叶C，在转轴20的另一端安装涡轮40。

如图4和图5所示，轴承座10的周面上设有通入该轴承座内孔中的输入油道11，通过输入油道11，可以将燃润油输入到轴承座10的内孔中，用于对安装在轴承座10两端的前轴承A和后轴承B进行润滑。

如图4和图5所示，轴承座10的周面上至少设有一个通入到该轴承座内孔中的输出油道12，优选地，输出油道12为多个，更优选地，输出油道12为8个，所述输入油道11的位置优先设置对应于后轴承B的位置，输出油道12的位置优先对应于前轴承A的位置，由于燃润油的一个主要作用是对前轴承A和后轴承B进行润滑，因此，当通过输入油道11将燃润油输入到轴承座10的内孔中后，先对后轴承B进行润滑，而后再对前轴承A进行润滑，最后通过输出油道12输出，这样可以提升燃润油的利用率，使润滑效果获得提升。

如图4和图5所示，转轴10与扇叶C固定的一端设有对轴承座10一端形成密封的第一密封组件，以阻止燃润油从所述轴承座10的一端流出，第一密封组件位于外壳E内并与外壳E固定。

如图4和图5所示，在一个或多个实施方式中，第一密封组件优先采用的结构为：包括扩压器30以及第一密封机构，第一密封机构设置于转轴20上，第一密封机构的至少一部分位于扩压器30的通孔中对该通孔形成密封。转轴20的一端穿过第一密封机构后与压气机扇叶C连接。

如图4和图5所示，第一密封机构包括轴套31、第一环形密封件32，轴套31固定在转轴20上随转轴20旋转，轴套31位于扩压器30上设置的通孔中；轴套31优先采用过盈方式与转轴20固定成一体。所述第一环形密封件32固定在轴套31的周面上，第一环形密封件32的外周面与扩压器30上通孔的孔壁面抵顶，以对轴套31和扩压器30上的通孔形成密封作用，第一环形密封件32优先采用金属材料制成，第一环形密封件32具有弹性，在轴套30的周面上设有环形槽，第一环形密封件32嵌入在该环形槽中，而第一环形密封件32的外周面与扩压器30上通孔的孔壁面抵顶，从而当轴套31随转轴30旋转时，第一环形密封件32随轴套31旋转。

如图4和图5所示，所述第一密封组件还包括：在扩压器30面向轴承座10一端的轴向端面上设置的第一环形槽，以及在该第一环形槽中安装在第一密封圈33，轴承座10的一端与扩压器30的轴向端面抵顶，并采用连接件将扩压器30与轴承座10进行连接及紧固后，轴承座10一端的轴向端面与扩压器30的轴向端面之间形成了密封。

如图4和图5所示，第二密封组件设置在转轴20的另一端且对轴承座10另一端形成密封，在轴承座10、转轴20、第一密封组件、第二密封组件之间形成用于接收燃润油的密闭腔体13，流入到密闭腔体13内的燃润油对安装在轴承座10内的前轴承A和后轴承B进行润滑；第二密封组件对所述轴承座10的另一端以及转轴20形成密封，以阻止燃润油从所述轴承座10的另一端流出。这样，在本实施方式中形成了特殊的油路结构。

如图4和图5所示，转轴20的另一端与涡轮40固定，转轴20与涡轮40固定的另一端设有对轴承座10另一端形成密封的第二密封组件，第二密封组件优先采用的结构为：包括第二环形密封件41以及环套42，涡轮40的一端与后轴承B抵顶，涡轮40的另一端通过安装在转轴20上的螺母21轴向限位，在涡轮40的周面上设有第二环形槽，该第二环形槽靠近涡轮40与后轴承B抵顶的一端，所述第二环形密封件41嵌入在该第二环形槽中。所述涡轮40设置第二环形槽的一端穿过环套42，环套42与轴承座10固定连接。

如图4和图5所示，环套42固定在轴承座10另一端的轴向端面上，优选地，环套42面对轴承座10的一端设有环形凸台，该环形凸台嵌入在轴承座10的内孔中，环形凸台与轴承座10的内孔过盈配合，从而增强环套42对内孔的密封性。第二环形密封件41的外周面与环套42的内周面抵顶，从而对轴承座10另一端形成密封。

如图4和图5所示，在一个或多个实施方式中，在轴承座10的内孔中对应于前轴承A的孔壁面上设有第三环形槽，该第三环形槽中安装有第一O型圈14(如图4所示)，第一O型圈14优先采用具有弹性性能的第一O型圈14，第一O型圈14被压紧在前轴承A与轴承座10之间，通过第一O型圈14可以对前轴承A起到减振的作用，对发动机的寿命提升能够起到帮助。

由于本发明中形成密闭腔体13后，燃润油不断地流入到密闭腔体对前轴承和后轴承进行润滑，将前轴承和后轴承的上热量带走，相对于现有技术中只能输入少量的燃润对轴承进行润滑而言，本发明中的油路结构决定了使携带的所有燃润油均可对前轴承A和后轴承B进行充分的润滑和降温，经过降温后，后轴承B处的温度下降到100度左右，因此，在一个或多个实施方式中，在轴承座10的内孔中对应于后轴承B的孔壁面上设置第四环形槽，该第四环形槽中安装有第二O型圈(图中未示出)，第二O型圈优先采用具有弹性性能的第二O型圈，第二O型圈被压紧在后轴承B与轴承座10之间，通过第二O型圈可以对后轴承B起到减振的作用，对发动机的寿命提升能够起到帮助。

燃烧室D位于外壳E内，燃烧室D的一端与第一密封组件的一端固定，燃烧室D的一端与扩压器30固定连接，燃烧室D的另一端与整流罩F固定，整流罩F支承在轴承座10的另一端，整流罩F位于外壳E内，整流罩F与外壳E固定连接。

如图4至图6所示，输油组件的一端与所述输出油道连接，输油组件的另一端与燃烧室D连接。输油组件将从输出油道12输出的燃润油引导或输送到涡喷发动机的燃烧室D，燃润油为将后轴承和前轴承进行润滑后的燃润油，输油组件包括：罩壳50以及输油管51，罩壳50具有容纳腔，罩壳50的一端设有第一装配孔53，罩壳50的另一端设有开口54，轴承座10的一端从所述第一装配孔53伸入到罩壳50的内部后，轴承座10上的输出油道12与罩壳50的容纳腔对应，罩壳50上设有出油口50a。罩壳50的另一端与第一密封组件连接或者一体成型，优选的方式是，罩壳50的另一端与第一密封组件中的扩压器30一体成型，这样的方式便于使罩壳50以及扩压器30罩住轴承座10的端部。在罩壳50与第一密封组件以及轴承座10之间围成一个密闭的环形油腔52，从而使从输出油道12流出来的燃润油进入到该环形油腔52中。

如图4至图6所示，输油管51的一端与罩壳50上的出油口50a连接，在一个或多个实施方式中，优选地，罩壳50上的出油孔为多个，输油管51也为多个，罩壳50上的每个出油孔均与一个输油管51的一端连接，输油管51的另一端与燃烧室D连接，从而将润滑轴承后的燃润油引导或输送到燃烧室D内，在烯烧室内进行燃烧以产生高温高压的气体。通过形成的环形油腔52接收来自于输出油道12中的燃润油，当出油口50a为多个时，燃润油从环形油腔52分散并流入到出油口中50a。

如图4、图5和图7所示，甩油部件60固定在转轴20上且随该转轴20旋转，优选地，甩油部件60位于轴套31与前轴承A之间，甩油部件60的一端与轴套31抵顶，甩油部件60的另一端与前轴承A的一端低顶。在一个或多个实施方式中，甩油部件60的形状优先采用环形，甩油部件60套在转轴20上并与转轴20在周向上固定。

如图5和图7所示，甩油部件60上至少设有一个在该甩油部件60旋转时使燃润油加速运动到所述输出油道12中的甩油通道61。优选地，甩油部件60的周面与输出油道12对应，当转轴20高速旋转时，甩油部件60随着转轴20高速旋转，进入到甩油通道61中的燃润油在甩油部件60高速旋转时被加速，因此，使得燃润油的流速和压力均增加，燃润油在加速流动的情况下，燃润油从液态变成雾状形态进入到输出油道12中，雾状形态的燃润油通过输油组件的引导到燃烧室D，由于燃润油已提前形成雾状形状，因此，通过甩油部件60的作用，有助力提升燃润油的燃烧效率，从而使涡喷发动机的续航里程获得提升。并且，雾状形态的燃润油的温度获得降低，在到达燃烧室D中后，有利于蒸发燃烧。

如图5和图7所示，在一个或多个实施方式中，所述甩油通道61沿着甩油部件60旋转时所产生离心力的方向布置作为本发明的一种优选方式，由于甩油部件60有旋转时会产生离力作用力，因此，甩油通道61沿着甩油部件60旋转时所产生离心力的方向布置，可使燃润油的流速达到最大值，从而有利于使在甩油通道61流动的燃润油完全形成雾状的形态。

如图5和图7所示，在一个或多个实施方式中，所述甩油通道61位于甩油部件60的轴向端面上作为本发明的一种优选方式，更为优选地，在甩油部件60的两个轴向端面上均设置有所述甩油通道，以最大限度地对燃润油进行分散，有效地使燃润油形成雾状形态，甩油部件60每个轴向端面上的甩油通道61的数量均大于或等于输出油道12的数量。

如图5和图7所示，每个甩油通道61具有横截面积，甩油通道61包括入口62和出口63，优选地，甩油通道的横截面积从该甩油通道61的入口62向出口63增大，这样，有助于使燃润油的压力提升获得保障。所述入口62被设置在所述甩油部件60的内周或该内周附近，所述出口63被设置在所述甩油部件60的外周。

如图5和图7所示，所述甩油部件60上设有载油槽64，所述至少一个甩油通道61与载油槽64连通使燃润油由载油槽64流入到所述该甩油通道61中，载油槽64的形状优先采用环形。在甩油部件60上设置了载油槽64后，燃润油可先集中地流入到载油槽64中，再从载油槽64中分散到各个甩油通道61中，这样可使燃润油均匀地分配到各个甩油通道61中。当在甩油部件60上设置了载油槽64后，所述入口62只能被配置在甩油部件60的内周附近。

如图4和图5所示，甩油部件60位于轴套31与前轴承A之间作为本实施方式的优选方式，因此，甩油部件60也同时靠近压气机的扇叶C，由于扩压器30处的出气口的压力低，通过甩油部件对燃润油进行加速后，使燃润油的压力升高，并且燃润油在被高速甩出的过程中，燃润油从液态变成雾状形态，因此，在压差的情况下，存在着使轴承座10内的燃润油被吸出的可能，因此在扩压器30上设有环绕在通孔孔口周围的环状凸起34，该环状凸起34配合在轴承座10的内孔中并对甩油通道61形成遮挡，通过环状凸起34的遮挡作用，可避免燃润油被吸出。

尾喷管G与外壳E的一端固定连接，涡轮40的一部分位于尾喷管G中，在燃烧室中燃烧后的高温高压燃气对涡轮40进行推动后排入到尾喷管G中。

对于本发明的优选的微型涡轮喷气式发动机总成1，通过改善其油路结构(这种油路结构可以在任意一种微型涡轮喷气式发动机总成上应用，例如在公开号为：CN104265460A CN206636653，CN105822432A等微型航空发动机均可应用)获得了以下技术效果：

该油路结构先将燃润油对支撑转轴的前轴承和后轴承进行润滑后，再通过输出油道以及输油组件将燃润油引导或输送到涡喷发动机的燃烧室内作为燃料进行燃烧，因此，在该油路结构中，燃润油对轴承进行润滑后，不会排出到涡喷发动机的外部，而是进一步地作为燃料使用，这样可以有效地降低发动机燃油消耗率(相对现有技术中的油路结构而言，相同续航里程下可减少涡喷发动机携带燃润油的重量)，提高推重比使续航里程获得提升，并且这种优先的油路结构也很简单。另外，燃润油不断地流入到密闭腔体对前轴承和后轴承进行润滑，将前轴承和后轴承的上热量带走，相对于现有技术中只能输入少量的燃润对轴承进行润滑而言，本发明中的油路结构决定了使携带的所有燃润油均可对前轴承和后轴承进行充分的润滑和降温，特别是相对于以往的设计，后轴承的润滑效果得到了极大的改善和增强，进而提高了整个涡喷发动机的使用寿命。

对于上述优选的微型涡轮喷气式发动机总成1的结构中，还可以有如下变形或替代形式：

(a)在上述实施方式中，第一环形密封件32还可以采用橡胶材料制成。

(b)在上述实施方式中，第一密封组件中的轴套31和第一环形密封件32可以直接采用第一环形密封件32代替，在转轴20上开设环形槽，将该第一环形密封件32直接固定在转轴20上开设的环形槽中，第一环形密封件32的外周与扩压器30上的通孔的孔壁面抵顶。

(c)在上述实施方式中，第二密封组件可以采用的结构为：第二密封组件包括第二环形密封件32，第二环形密封件32套在转轴上，该第二环形密封件32被压紧在涡轮40与后轴承B之间，第二环形密封件32的外周与轴承座的内壁抵顶。

或者，第二密封组件包括第二环形密封件32，在转轴20上设置第二环形装配槽，第二环形密封件32安装在该第二环形装配槽中，第二环形密封件32的外周与轴承座的内壁抵顶。

(d)在上述实施方式中，输油组件也可以采用这样的结构，如图8和图9所示，输油组件包括罩壳50以及输油管51，罩壳50具有容纳腔，罩壳50上设有出油口50a，罩壳50的一端设有第一装配孔53，罩壳50的另一端设有第二装配孔55，轴承座10的一端从所述第一装配孔53伸入到罩壳50的内部后，轴承座10上的输出油道12与罩壳50的容纳腔对应，在罩壳50与轴承座10之间形成一个密闭的环形油腔52；输油管51的一端与罩壳上的出油口50a连接。

(e)在上述实施方式中，输油组件的结构还可以为：包括输油管51，该输油管51的一端与输出油道12连接，输油管的另一端与与燃烧室D连接，这种结构形式的输油组件，输出油道12也可以为多个，每个输出油道12均连接一个输油管51。

(f)在上述实施方式中，若甩油部件60上没有配置载油槽64，如图10所示，则所述入口62被配置在所述甩油部件60的内周。

(g)在上述实施方式中，甩油通道61的结构形式也可以是：布置在甩油部件60轴向端面上的甩油通道61呈扇形(如图11所示)。

(h)在上述实施方式中，甩油通道61的结构形式还可以是：甩油通道61以倾斜于甩油部件60的径向的方式进行布置，甩油通道61从入口向出口方向任意两处的横截面积是相等的(如图12所示)。

当然，上述微型涡轮喷气式发动机总成是本发明的一种举例说明，而不受上述实施方式的限制，例如，还可以采用如图13所示的结构，或者如公开号为CN104265460A中公开的微型航空发动机，或者公开号为CN105822432A中公开的微型涡喷发动机，或者公开号为CN206636653中公开的微型涡喷发动机，等诸如此类的微型涡喷发动机。

如图2、图3、图14及图15所示，涡轮传扭总成2将所述燃气的内能转换为扭矩输出，该涡轮传扭总成2的至少一部分设置于微型涡轮喷气式发动机总成1的尾喷管G中，涡轮传扭总成2上设有气流输出通道72；所述涡轮传扭总成2包括：轴承座总成、自由涡轮70、传动轴71，下面对涡轮传扭总成2的各部分以及它们之间的关系进行详细地说明：

如图14和图15所示，轴承座总成与所述微型涡轮喷气式发动机总成1的尾喷管G固定连接的，从而使燃气在微型涡轮喷气式发动机总成1的涡轮端做功后全部流入该涡轮传扭总成2中，通过涡轮传扭总成2再次将燃气的内能转换为扭矩。

如图14和图15所示，轴承座总成包括具有安装孔的安装座73、具有第一通孔的轴承座74、轴承75，所述气流输出通道72设置在该安装座73上，安装座73的一端与微型涡轮喷气式发动机总成1的尾喷管G固定连接；轴承座74的一端伸入到安装座73上的安装孔中并与安装座73固定连接；轴承75安装在轴承座74的第一通孔内的。

如图14和图15所示，所述安装座73包括外环套73a、内环套73b、骨架73c，外环套73a与微型涡轮喷气式发动机总成1的尾喷管G固定连接，外环套73a的一端设有径向的凸起部73d，优选地，凸起部73d与外环套73a整体成型，凸起部73d与尾喷管G固定连接，从而外环套73a与尾喷管G紧固成一体。

如图14和图15所示，所述外环套73a环绕在内环套73b的周围，内环套73b的内孔为台阶孔，在台阶上设有轴向的孔73e，所述轴承座74一端的轴向端面上设有螺纹孔，轴承座74伸入到内环套73b的内孔中后，通过螺栓穿过孔73e与轴承座74上设置的螺纹孔螺纹连接，从而将轴承座74与内环套73b紧固成一体。

如图14和图15所示，在外环套73a与内环套73b之间设置有多个所述的骨架73c，优选地，这些骨架沿着外环套73a或者内环套73b的周向均布，骨架73c的一端被设置于外环套73a的内周面，骨架73c的另一端被设置于内环套的外周面，位于任意相邻两个骨架73c之间的通道为所述气流输出通道72。优选地，骨架73c与环套73a和内环套73b整体成型。

如图3、图14及图15所示，自由涡轮70受燃气推动形成旋转运动；传动轴71支承在轴承座总成上，传动轴71的一端穿过所述轴承座总成后与所述自由涡轮70固定连接，传动轴71的另一端伸出到轴承座总成的外部并连接所述齿轮减速装置3。传动轴71与所述轴承75固定连接，传动轴71穿过轴承75伸出到轴承座74的外部，传动轴71的一端位于尾喷管G内，传动轴71的另一端位于齿轮减速装置3内，在本发明中，由于所述涡轮传扭总成2位于微型涡轮喷气式发动机总成1与齿轮减速装置3之间，显然地，传动轴71不会像大型直升直使用的涡轮轴发动机那样穿过转轴20，并且由于传动轴71的一端位于尾喷管G内，因此，传动轴71与转轴没有任何连接关系以及配合关系。

如图3、图14所示，所述第一整流罩4位于所述涡轮传扭总成2的上游，优选地，第一整流罩4位于尾喷管G内，第一整流罩4与尾喷管G间隙配合，第一整流罩4的外周面上设有凸起部，该凸起部优先为环状，凸起部被夹在尾喷管G与涡轮传扭总成2之间，即凸起部被夹紧在尾喷管G的轴向端面与安装座73的轴向端面之间。对进入到尾喷管G的燃气经过第一整流罩4的导向作用，提高燃气对自由涡轮70的推动效率，从而提高传动轴71的输出扭矩。

如图2、图3、图16及图17所示，排气管5包括排气管本体5a，该排气管本体5a的周面上设有第一开口5b和第二开口5c，第一开口5b的尺寸大于第二开口5c的尺寸，第一开口5b和第二开口5c的轴心线位于同一直线上，所述排气管本体5a通过第一开口5b和第二开口5c套在涡轮传扭总成2上后，涡轮传扭总成2上的气流输出通道72通过第一开口5b进入到排气管本体5a的内部。

如图2、图3、图16及图17所示，由于轴承座74的一端与安装座73固定连接，而轴承座74的另一端暴露在安装座73的外部，因此，轴承座74的另一端依次从排气管本体5a的第一开口5a和第二开口5b穿过，使得排气管本体5a套在轴承座74上，籍此，涡轮传扭总成2上的气流输出通道72通过第一开口5b进入到排气管本体5a的内部并沿排气管的管口排出，实现该结构的优选的方式是，安装座73的端部通过第一开口5a***到排气管本体5a内部，这样，气流输出通道72完成被排气管本体5a所包围。

如图2、图3、图16及图17所示，涡轮传扭总成2上的气流输出通道72通过第一开口5b进入到排气管本体5a的内部，也可以采如下结构实现：组成安装座73的骨架73c的宽度小于外环套73a的宽度，因此，在这样的情况下，可以在排气管本体5a的外周面上设置一个环绕在第一开口5a周围的环墙5d，该环墙5d***到外环套73a内，从而使从气流输出通道72流出的气体直接进入到排气管本体5a的内部后并沿排气管5的管口排出。

如图2、图3、图16及图17所示，所述排气管5还包括一筒状部件5e，该筒状部件5e的至少一端位于排气管本体5内且环绕在第二开口5c的周围，这样，轴承座74的另一端依次从排气管本体5a的第一开口5a和筒状部件5e穿过，当安装座73与排气管5进行装配后，筒状部件5e套在内环套73b上，或者内环套73b的一端与筒状部件5e位于排气管本体5a内部的一端形成抵顶，这样，从气流输出通道72流出的气流受到内环套73b和筒状部件5e的阻挡，无法从第二开口5c流出，而只能沿着排气管5的管口5f排出。

如图2、图3、图16及图17所示，在微型涡轮喷气式发动机总成1工作时，微型涡轮喷气式发动机总成1正常起动后燃烧生成的高温高压气体首先做功推动其自身涡轮40运转，为扇叶C(涡喷压气机)提供转速，通过涡轮40后的燃气含有剩余能量，燃气在尾喷管G内减速增压，再次推动涡轮传扭总成2内的自由涡轮做功，为传动轴71输出扭矩提供动力，气体在二次做功后经排气管5两端的管口5f排出。

如图2、图3、图16及图17所示，微型涡轮喷气式发动机总成1的转轴20与涡轮传扭总成2的传动轴71不相连，因此传动轴71转速明显低于转轴20，但仍需要进一步减速方可输出扭矩，由此，齿轮减速装置3的输入端与涡轮传扭总成2的扭矩输出端固定连接，传动轴71与齿轮减速装置3后，齿轮减速装置3的转速可可达到1000RPM以下，该转速可为无人机等设备提供轴功率。

如图2、图3、图18所示，齿轮减速装置3包括箱体80、第一级齿轮传动机构、第二级齿轮传动机构，下面对齿轮减速装置3的结构进行详细地说明：

如图2、图3、图18所示，第一级齿轮传动机构设置于箱体80内，第一级齿轮传动机构包括第一主动齿轮81、第一被动齿轮82、第一轴83，第一主动齿轮81与涡轮传扭总成扭矩2输出端固定连接，即第一主动齿轮81与涡轮传扭总成扭矩2的传动轴73的另一端固定连接，第一主动齿轮81与第一被动齿轮82啮合，第一被动齿轮82固定在第一轴83的一端，第一轴83的两端分别通过第一轴承84进行支撑，第一轴承84固定在箱体80的内。

如图2、图3、图18所示，第二级齿轮传动机构的至少一部分设置于箱体80内，该第二级齿轮传动机构包括第二主动齿轮85、第二被动齿轮86、第二轴87，第二主动齿轮85固定在第一轴83的另一端，第一主动齿轮85与第一被动齿轮86啮合，第一被动齿轮86固定在第二轴87的一端，第二轴87的另一端伸出到箱体80外部；第二轴87的通过第二轴承88进行支撑，第二轴承88固定在箱体80的内。

如图2、图3、图18所示，所述第二轴87的轴心线与涡轮传扭总成扭矩输出端的轴心线位于同一直线上，即第二轴87的轴心线与涡轮传扭总成的传动轴71的轴心线位于同一直线上。第二轴87位于箱体80外部的另一端安装有皮带轮90，通过该皮带轮90即可与无人机的传动组件(例如螺旋桨组件)进行连接。

本实施方式中的齿轮减速装置3拥有两级减速，可拥有较大的减速比以提高输出扭矩。

齿轮减速装置3不限于上述实施方式，根据需要，齿轮减速装置3还可以为拥有一级减速或者三级减速的齿轮减速装置。

Claims (8)

1.微型航空涡轴驱动***，其特征在于，包括：

产生高温高压燃气的微型涡轮喷气式发动机总成；

将所述燃气的内能转换为扭矩输出的涡轮传扭总成，该涡轮传扭总成的至少一部分设置于微型涡轮喷气式发动机总成的尾喷管中，涡轮传扭总成上设有气流输出通道；

输入端与涡轮传扭总成扭矩输出端固定连接的齿轮减速装置，所述涡轮传扭总成位于微型涡轮喷气式发动机总成与齿轮减速装置之间；

微型涡轮喷气式发动机总成包括外壳、前轴承、后轴承、轴承座、转轴、扇叶、涡轮、燃烧室、整流罩、输油组件；前轴 承和后轴承分别固定在轴承座的内孔中，轴承座的周面上设有通入到该轴承座内孔中的输入油道，轴承座的周面上至少设有一个通入到该轴承座内孔中的输出油道；转轴的一端穿过轴承座后与扇叶固定，转轴与扇叶固定的一端设有对轴承座一端形成密封的第一密封组件，第一密封组件位于外壳内并与外壳固定；转轴的另一端与涡轮固定，转轴与涡轮固定的另一端设有对轴承座另一端形成密封的第二密封组件，在轴承座、转轴、第一密封组件、第 二密封组件之间形成用于接收燃润油的密闭腔体；燃烧室位于外壳内，燃烧室的一端与第一密封组件的一端固定，燃烧室的另一端与整流罩固定，整流罩支承在轴承座的另一端，整 流罩与外壳固定连接；输油组件的一端与所述输出油道连接，输油组件的另一端与燃烧室连接；

所述微型航空涡轴驱动***还包括固定在转轴上且随该转轴旋转的甩油部件，甩油部件的周面与输出油道对应，甩油部件上至少设有一个在该甩油部件旋转时使燃润油加速运动到所述输出油道中的甩油通道，甩油通道沿着甩油部件旋转时所产生离心力的方向布置。

2.根据权利要求1所述的微型航空涡轴驱动***，其特征在于，所述涡轮传扭总成包括：

与所述微型涡轮喷气式发动机总成的尾喷管固定连接的轴承座总成；

受燃气推动形成旋转运动的自由涡轮；

支承在轴承座总成上的传动轴，该传动轴的一端穿过所述轴承座总成后与所述自由涡轮固定连接，传动轴的另一端伸出到轴承座总成的外部并连接所述齿轮减速装置。

3.根据权利要求2所述的微型航空涡轴驱动***，其特征在于，轴承座总成包括：

具有安装孔的安装座，所述气流输出通道设置在该安装座上，安装座的一端与微型涡轮喷气式发动机总成的尾喷管固定连接；

具有第一通孔的轴承座，轴承座的一端伸入到安装座上的安装孔中并与安装座固定连接；

安装在轴承座的第一通孔内的轴承。

4.根据权利要求3所述的微型航空涡轴驱动***，其特征在于，所述安装座包括：

与微型涡轮喷气式发动机总成的尾喷管固定连接的外环套；

安装轴承座的内环套，所述外环套环绕在内环套的周围；

设置于外环套与内环套之间的多个骨架，位于任意相邻两个骨架之间的通道为所述气流输出通道。

5.根据权利要求1所述的微型航空涡轴驱动***，其特征在于，齿轮减速装置包括箱体；

设置于箱体中的第一级齿轮传动机构，该第一级齿轮传动机构包括第一主动齿轮、第一被动齿轮、第一轴，第一主动齿轮与涡轮传扭总成扭矩输出端固定连接，第一主动齿轮与第一被动齿轮啮合，第一被动齿轮固定在第一轴的一端；

至少一部分设置于箱体内的第二级齿轮传动机构，该第二级齿轮传动机构包括第二主动齿轮、第二被动齿轮、第二轴，第二主动齿轮固定在第一轴的另一端，第一主动齿轮与第一被动齿轮啮合，第一被动齿轮固定在第二轴的一端，第二轴的另一端伸出到箱体外部；

所述第二轴的轴心线与涡轮传扭总成扭矩输出端的轴心线位于同一直线上。

6.根据权利要求1至5任意一项所述的微型航空涡轴驱动***，其特征在于，还包括对燃气进行整流的第一整流罩，该第一整流罩位于所述涡轮传扭总成的上游。

7.根据权利要求1至5任意一项所述的微型航空涡轴驱动***，其特征在于，还包括排气管，排气管包括排气管本体，该排气管本体的周面上设有第一开口和第二开口，第一开口的尺寸大于第二开口的尺寸，第一开口和第二开口的轴心线位于同一直线上，所述排气管本体通过第一开口和第二开口套在涡轮传扭总成上后，涡轮传扭总成上的气流输出通道通过第一开口进入到排气管本体的内部并沿排气管的管口排出。

8.根据权利要求7所述的微型航空涡轴驱动***，其特征在于，所述排气管还包括一筒状部件，该筒状部件的至少一端位于排气管本体内且环绕在第二开口的周围。