CN110985215B - 用于微小型涡喷发动机的起发一体*** - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于微小型涡喷发动机的起发一体***，包括涡喷发动机和发动机电子控制***，微型涡喷发动机具有压气机，压气机设置在压气机机匣内，进入涡喷发动机增压后的高压气流又通过扩压器进入发动机机匣，并由尾喷管喷出，经涡喷发动机压缩后的气体带动发电机，产生电能，并将电能提供给高压气泵，高压气泵产生的高压气储存在高压气瓶内，同时，利用高压气瓶内的高压气体辅助或主导吹动微型涡喷发动机转子旋转，以帮助涡喷发动机迅速进入到怠速状态；通过发动机电子控制***监测涡喷发动机所处状态，启动气动启动***，当涡喷发动机进入到怠速状态后，控制点火***完成点火。本发明有效提高了发动机续航能力和启动能力。
Description
技术领域
本发明涉及一种微型涡喷发动机用起动、发电一体***。
背景技术
微小型涡喷发动机作为涡轮喷气发动机的一个分支，相对于活塞发动机具有推重比高、飞行速度快的优点，相对于电池具有能量密度高，续航时间长的特点，是未来无人机的重要动力方向。然而现有微型涡喷发动机没有发电***，功能单一，无法支持更多电控功能；耗油率较高，能量利用效率较低，续航时间短，仅能维持3-10分钟；进行长续航作业需要携带大量电池，飞行器飞行重量大。涡喷发动机经压气机压缩后的气流具有较高压力。有效利用这种气流做功对节能减排具有非常现实意义。
燃气涡轮发动机的起动特点为：先使气流流动，再点火燃烧，即发动机必须要先旋转，再起动。根据这个起动特点，就必须在点火燃烧前先由其他能源来带动发动机旋转。在以前的小功率发动机上，带动发动机到达一定转速所需的功率小，就采用了起动电机来带动发动机旋转，如涡桨5、涡桨6。但是随着大推力发动机的出现，用电动机已无法提供如此大的能量来带动发动机，达到点火燃烧时的转速。因此需要更大的能源来带动发动机。
现有发动机只有一套启动***，遇到特殊或紧急情况无备选方案。现有启动***启动时间为30s-60s，特殊或紧急情况下要求10秒内完成启动，现有启动方式都无效。受点火方式和点火环境限制，现有启动***无法在空中飞行状态下完成启动；现有高压气体启动方式气瓶储气量有限，只能进行有限次数的启动；气瓶内气体消耗之后无法独立补充；耗空的气瓶及其***成为飞行器的无效负载，降低飞行器性能。
发明内容
本发明的目的在于避免现有技术的不足提供一种有效利用涡喷发动机经压气机压缩后的气流发电，并利用高压气泵和高压气瓶，实现了高压气瓶的循环使用，有效提高了续航能力，并能在特殊或紧急情况下10秒内完成启动的用于微小型涡喷发动机的起发一体***。
为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：一种用于微小型涡喷发动机的起发一体***，包括涡喷发动机和发动机电子控制***，所述的微型涡喷发动机具有压气机，压气机设置在压气机机匣内，进入涡喷发动机的气流经过压气机增压，增压后的高压气流又通过扩压器进入发动机燃烧室燃烧，燃烧后的高压气体经过发动机涡轮并由尾喷管喷出，还包括高压气瓶，高压气瓶通过导气管将高压气流导入所述微型涡喷发动机的压气机机匣内，高压气流驱动压气机转子旋转，使微型涡喷发动机快速进入到怠速状态，在所述的导气管上设有电磁阀；还包括油箱，油箱通过导油管与所述微型涡喷发动机燃烧室内的喷油管相连通，相连通，在导油管上设有两通阀，在油箱与两通阀之间的导油管上还连通有油泵，油箱内油质通过油泵泵入两通阀，进而泵入到微型涡喷发动机的燃烧室中进行点燃，点燃的油质同时对压气机加压后的高压气体加热，形成高温高压混合气并在燃烧室内稳定燃烧，使发动机快速启动并保持高功率运转；还包括发电装置，发电装置为高压气泵提供电力，高压气泵将产生的高压气通过导气管储存至所述的高压气瓶中；所述的发动机电子控制***与电池电连，所述的两通阀、电磁阀及油泵分别与发动机电子控制***电连接；发动机电子控制***用于控制油泵，以控制航空燃油流量并控制两通阀、电磁阀的开启和关闭。所述的发动机电子控制***为Xicoy ECU控制器。
进一步的，所述的发电装置包括涡轮和发电机，涡轮的驱动轴与发电机的转动轴同轴连接，涡轮设置在涡轮机匣内，涡轮机匣通过基座安装在发电机机匣上，在涡轮机匣上设有高压气进气口，在所述扩压器高压气流出口处的发动机机匣上设有高压气出气口，高压气出气口与所述涡轮机匣上的高压气进气口通过导气管相连通，所述的导气管通过导气管连接座固定在发动机机匣上，在所述的导气管上设有用于流量调控的流量电控阀,流量电控阀可根据发动机所处不同工况下对电量的需求，对导入涡轮机匣带动涡轮的气流流量加以控制；所述的高压气流通过导气管导入涡轮机匣内，冲击涡轮进而带动发电机的转动轴旋转产生电能，发电机产生的电能通过输出插头输出至高压气泵。
进一步的，所述的发电装置包括涡轮和发电机，涡轮的驱动轴与发电机的转动轴同轴连接，涡轮设置在涡轮机匣内，涡轮机匣通过基座安装在发电机机匣上，在涡轮机匣上设有至少一个高压气进气口，在所述尾喷管上设有至少一个气管连接座，导气管的一端安装在气管连接座上，导气管的另一端与所述的高压气进气口连通，在所述的导气管上设有用于流量调控的流量电控阀；所述的高压气流在尾喷管通过导气管导入涡轮机匣内，冲击涡轮进而带动发电机转动轴旋转产生电能，发电机产生的电能通过输出插头输出至高压气泵。
进一步的，在所述发电机和输出插头之间串联有用于稳定电流的稳压集成模块。稳压集成模块是一个模拟电路构成的集成块，市面上种类很多，稳压范围小精度高，对电路起保护，使发电机产生的电流稳定。
进一步的，在所述的导气管上还连通设有用于对高压气流的降温和存储的高温气体冷却装置。
进一步的，还包括有轴承，轴承的内圈与发电机的转动轴过渡配合，轴承外圈固定在所述的基座内部；所述基座通过螺栓固定在发电机的端盖上；涡轮机匣通过基座安装在发电机的前端。轴承用于支撑机械旋转体，降低其运动过程中的摩擦系数，并保证其回转精度的作用。
进一步的，所述高压气进气口的轴线与涡轮机匣的引气夹角为15-60度。
进一步的，所述的发电机的转动轴伸出发电机设置，涡轮直接安装在发电机的转动轴上。
进一步的，在所述油箱与油泵之间的导油管上还连通有油滤装置。
进一步的，还包括用于显示监控数据的显示器，显示器与发动机电子控制***电连接；所述微型涡喷发动机具有的温度和转速传感器将电子信号传递给发动机电子控制***并显示在发动机显示器上。
所述的微小型涡喷发动机主要由压气机、发动机机匣、燃烧室、转子轴和涡轮组成，核心机主要作为燃气发生器，提供高温高压的燃气工质。
所述的发电机是指将高压气体转换成电能的机械设备，它由动力机械驱动，将高压气体的能量转化为机械能传给发电机，再由发电机转换为电能。
本发明的有益效果是：
1、该启动***在原有发动机启动***基础上，并行接入的不同类型的适用性更广泛的启动***；
2、该启动***中高压气体压力最高可达3Mpa无论是在地面还是在空中能在10秒内完成发动机启动，适应更复杂的使用需求；
3、该启动***能够在空中飞行状态下完成10秒启动，极大提高了使用效率；
4、该启动***能在发动机运行阶段不断为高压气瓶补充气体，随时可用，提高了***的保障系数；
5、本发明发电装置的发电量为50瓦-500瓦，通过流量电控阀可调，支持发动机自身用电，同时能扩展更多电控功能；
6、续航时间不再受电池限制，单次滞空时间较同机型延长30％以上；
7、减少多余负重，同样起飞重量下，飞行器单次飞行时间增加30％-50％，同样的燃料携带量，飞行器推重比更优。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是本发明实施例1中发电装置的结构示意图；
图3是本发明实施例1中发电机与基座连接的结构图；
图4是本发明实施例1中发电机转动轴与基座连接的结构图；
图5是本发明实施例1中高压气进气口的轴线与涡轮机匣3的引气夹角的结构示意图；
图6是本发明实施例2中发电装置的结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
实施例1：如图1-5所示，一种用于微小型涡喷发动机的起发一体***，包括涡喷发动机8和发动机电子控制***14，所述的微型涡喷发动机3具有压气机85，压气机设置在压气机机匣内，进入涡喷发动机8的气流经过压气机85增压，增压后的高压气流又通过扩压器86进入发动机燃烧室燃烧，燃烧后的高压气体经过发动机涡轮并由尾喷管喷出，还包括高压气瓶2，高压气瓶2通过导气管将高压气流导入所述微型涡喷发动机8的压气机机匣内，高压气流驱动压气机转子旋转，使微型涡喷发动机8快速进入到怠速状态，在所述的导气管上设有电磁阀7；还包括油箱9，油箱9通过导油管与所述微型涡喷发动机8的燃烧室内的喷油管相连通，在导油管上设有两通阀12，在油箱9与两通阀12之间的导油管上还连通有油泵11，油箱9内油质通过油泵11泵入两通阀12，进而泵入到微型涡喷发动机8的燃烧室中进行点燃，点燃的油质同时对压气机加压后的高压气体加热，形成高温高压混合气并在燃烧室内稳定燃烧，使发动机快速启动并保持高功率运转；还包括发电装置4，发电装置4为高压气泵3提供电力，高压气泵3将产生的高压气通过导气管储存至所述的高压气瓶2中；所述的发动机电子控制***14与电池13电连，所述的两通阀12、电磁阀7及油泵11分别与发动机电子控制***14电连接；发动机电子控制***14用于控制油泵11，以控制航空燃油流量并控制两通阀12、电磁阀7的开启和关闭。在所述油箱9与油泵11之间的导油管上还连通有油滤装置10。还包括用于显示监控数据的显示器15，显示器15与发动机电子控制***14电连接；所述微型涡喷发动机8具有的温度和转速传感器将电子信号传递给发动机电子控制***14并显示在发动机显示器15上。所述的发动机电子控制***14为Xicoy ECU控制器。
所述的发电装置4包括涡轮41和发电机42，涡轮41的驱动轴与发电机42的转动轴同轴连接，涡轮41设置在涡轮机匣43内，涡轮机匣43通过基座44安装在发电机42机匣上，在涡轮机匣43上设有高压气进气口45，在所述扩压器86高压气流出口处的发动机机匣上设有高压气出气口81，高压气出气口81与所述涡轮机匣43上的高压气进气口45通过导气管相连通，所述的导气管通过导气管连接座82固定在发动机机匣上，在所述的导气管上设有用于流量调控的流量电控阀49；所述的高压气流通过导气管导入涡轮机匣43内，冲击涡轮41进而带动发电机42的转动轴旋转产生电能，发电机42产生的电能通过输出插头46输出至高压气泵3。在所述发电机42和输出插头46之间串联有用于稳定电流的稳压集成模块421。所述高压气进气口45的轴线与涡轮机匣43的引气夹角为15-60度。所述的发电机的转动轴伸出发电机设置，涡轮直接安装在发电机的转动轴上。还包括有轴承47，轴承47的内圈与发电机42的转动轴过渡配合，轴承47外圈固定在所述的基座44内部；所述基座44通过螺栓48固定在发电机42的端盖上；涡轮机匣43通过基座44安装在发电机的前端。
本发明利用经涡喷发动机8压缩后的气体带动发电机42，产生电能，并将电能提供给高压气泵3，高压气泵3产生的高压气储存在高压气瓶2内，同时，利用高压气瓶2内的高压气体辅助或主导吹动微型涡喷发动机转子旋转，以帮助涡喷发动机8迅速进入到怠速状态；通过发动机电子控制***14监测涡喷发动机8所处状态，启动气动启动***，当涡喷发动机8进入到怠速状态后，控制点火***完成点火。
发电装置包括：本发明利用导气管5将经涡喷发动机9压气机压缩后的高压气流引入流量电控阀6，流量电控阀6根据涡喷发动机9所处不同工况下对电量的需求，对导入涡轮机匣3的气流流量进行控制，进而带动涡轮4转动，将高压气体的能量转化为涡轮4的机械能，再通过发电机转换为电能，实现了涡喷发动机8在满足运行过程中各电子单元对电力的需求同时，支持更多电控功能，提高续航能力，降低耗油率。
气动启动***包括：单向阀1，高压气瓶2，高压气泵3，高压电磁阀7。发电机42产生的电能可供给高压气泵3，使高压气泵3将空气中的气流压缩，并通过单向阀1泵入到高压气瓶2中，实现高压气瓶2的循环使用，解决了现有高压气体启动方式气瓶储气量有限，只能进行有限次数的启动的问题。当启动***工作时，高压电磁阀7处于开启状态，使高压气瓶2中的高压气体通过气管导入微型涡喷发动机8的压气机机匣内，进而辅助或主导吹动微型涡喷压气机转子旋转，帮助发动机快速进入到怠速状态。当启动***在非工作状态，高压电磁阀7处于关闭状态。
点火***包括：油箱9，过滤器10，油泵11，两通阀12。当点火***工作时，油箱9内的航空燃料通过油管导入过滤器10，通过过滤器10后去除航空燃料中的大部分杂质。过滤后的航空燃料再通过油管导入油泵11，通过油泵11泵入两通阀12，进而泵入到微型涡喷发动机8的燃烧室中。本发明所述两通阀12是具有两个管路的控制阀，当处于开放状态时，相当于一节管路，能够实现无阻碍传导流体，当处于关闭状态时，则可以截断流体传导。
控制***包括：电池13，发动机电子控制***14，发动机显示器15。通过电池13给发动机电子控制***14和发动机显示器15供电。通过发动机显示器15监测发动机运行状态，并将信号传递给发动机电子控制***14。通过发动机电子控制***14控制油泵11，以控制航空燃油流量；通过发动机电子控制***14控制两通阀12开合，使油泵11泵入的航空燃油进入微型涡喷发动机8。所述电池13储存的电能可以来自于发电机42产生的电能。
实施例2，如图6所示，与实施例1相同，不同的是所述的发电装置4包括涡轮41和发电机42，涡轮41的驱动轴与发电机42的转动轴同轴连接，涡轮41设置在涡轮机匣43内，涡轮机匣43通过基座44安装在发电机42机匣上，在涡轮机匣43上设有至少一个高压气进气口45，在所述尾喷管83上设有至少一个气管连接座84，导气管的一端安装在气管连接座84上，导气管的另一端与所述的高压气进气口45连通，在所述的导气管上设有用于流量调控的流量电控阀49；所述的高压气流在尾喷管83通过导气管导入涡轮机匣43内，冲击涡轮41进而带动发电机转动轴旋转产生电能，发电机42产生的电能通过输出插头46输出至高压气泵3。在所述的导气管上还连通设有用于对高压气流的降温和存储的高温气体冷却装置50。
实施例3：与实施例1相同，不同的是：所述高压气进气口45的轴线与涡轮机匣3的引气夹角为15度。
实施例4与实施例1相同，不同的是：所述高压气进气口45的轴线与涡轮机匣3的引气夹角为45度。
实施例5与实施例1相同，不同的是：所述高压气进气口45的轴线与涡轮机匣3的引气夹角为60度。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种用于微小型涡喷发动机的起发一体***，包括涡喷发动机和发动机电子控制***，所述的微小型涡喷发动机具有压气机，压气机设置在压气机机匣内，进入涡喷发动机的气流经过压气机增压，增压后的高压气流又通过扩压器进入发动机燃烧室燃烧，燃烧后的高压气体经过发动机涡轮并由尾喷管喷出，其特征在于，还包括高压气瓶，高压气瓶通过导气管将高压气流导入所述微小型涡喷发动机的压气机机匣内，高压气流驱动压气机转子旋转，使微小型涡喷发动机快速进入到怠速状态，在所述的导气管上设有电磁阀；还包括油箱，油箱通过导油管与所述微小型涡喷发动机的燃烧室内的喷油管相连通，在导油管上设有两通阀，在油箱与两通阀之间的导油管上还连通有油泵，油箱内油质通过油泵泵入两通阀，进而泵入到微小型涡喷发动机的燃烧室中进行点燃，点燃的油质同时对压气机加压后的高压气体加热，形成高温高压混合气并在燃烧室内稳定燃烧，使发动机快速启动并保持高功率运转；还包括发电装置，发电装置为高压气泵提供电力，高压气泵将产生的高压气通过导气管储存至所述的高压气瓶中；所述的发动机电子控制***与电池电连，所述的两通阀、电磁阀及油泵分别与发动机电子控制***电连接；发动机电子控制***用于控制油泵，以控制航空燃油流量并控制两通阀、电磁阀的开启和关闭；所述的发电装置包括涡轮和发电机，涡轮的驱动轴与发电机的转动轴同轴连接，涡轮设置在涡轮机匣内，涡轮机匣通过基座安装在发电机机匣上，在涡轮机匣上设有高压气进气口，在扩压器高压气流出口处的发动机机匣上设有高压气出气口，高压气出气口与所述涡轮机匣上的高压气进气口通过导气管相连通，所述的导气管通过导气管连接座固定在发动机机匣上，在所述的导气管上设有用于流量调控的流量电控阀；所述的高压气流通过导气管导入涡轮机匣内，冲击涡轮进而带动发电机的转动轴旋转产生电能，发电机产生的电能通过输出插头输出至高压气泵；
或所述的发电装置包括涡轮和发电机，涡轮的驱动轴与发电机的转动轴同轴连接，涡轮设置在涡轮机匣内，涡轮机匣通过基座安装在发电机机匣上，在涡轮机匣上设有至少一个高压气进气口，在所述尾喷管上设有至少一个气管连接座，导气管的一端安装在气管连接座上，导气管的另一端与所述的高压气进气口连通，在所述的导气管上设有用于流量调控的流量电控阀；所述的高压气流在尾喷管通过导气管导入涡轮机匣内，冲击涡轮进而带动发电机转动轴旋转产生电能，发电机产生的电能通过输出插头输出至高压气泵。
2.如权利要求1所述的用于微小型涡喷发动机的起发一体***，其特征在于，在所述的导气管上还连通设有用于对高压气流的降温和存储的高温气体冷却装置。
3.如权利要求1所述的用于微小型涡喷发动机的起发一体***，其特征在于，还包括有轴承，轴承的内圈与发电机的转动轴过渡配合，轴承外圈固定在所述的基座内部；所述基座通过螺栓固定在发电机的端盖上；涡轮机匣通过基座安装在发电机的前端。
4.如权利要求1所述的用于微小型涡喷发动机的起发一体***，其特征在于，所述高压气进气口的轴线与涡轮机匣的引气夹角为15-60度。
5.如权利要求1所述的用于微小型涡喷发动机的起发一体***，其特征在于，所述的发电机的转动轴伸出发电机设置，涡轮直接安装在发电机的转动轴上。
6.如权利要求1所述的用于微小型涡喷发动机的起发一体***，其特征在于，在所述发电机和输出插头之间串联有用于稳定电流的稳压集成模块。
7.如权利要求1-6任一所述的用于微小型涡喷发动机的起发一体***，其特征在于，在所述油箱与油泵之间的导油管上还连通有油滤装置。
8.如权利要求1-6任一所述的用于微小型涡喷发动机的起发一体***，其特征在于，还包括用于显示监控数据的显示器，显示器与发动机电子控制***电连接；所述微小型涡喷发动机具有的温度和转速传感器将电子信号传递给发动机电子控制***并显示在发动机显示器上。
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