CN105179089A - 一种推进式涡轮螺旋桨发动机 - Google Patents

Abstract

一种推进式涡轮螺旋桨发动机，包括燃气发生分系统、燃气导向分系统、减速分系统、推力螺旋桨，其中该燃气发生分系统安设在发动机前部，该减速分系统安设在发动机后部，该燃气导向分系统安设在燃气发生分系统与减速分系统之间，该推力螺旋桨固定在螺旋桨轴的后端，该螺旋桨轴前端安设在前述减速分系统的后部，形成推进式布局。借由上述技术方案，本发明采用“推进式”布局，系统结构简捷明了，减少了系统重量，有效地降低设计难度和制造成本，可使发动机的适用速度保持在900km/h左右，能应用在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机上。

Description

一种推进式涡轮螺旋桨发动机

技术领域

本发明属于动力装置领域，特别是涉及一种推进式涡轮螺旋桨发动机。

背景技术

涡轮螺旋桨发动机是利用燃气工作使螺旋桨旋转产生拉力来推动飞机前进的一种动力装置。请参阅图1，传统涡轮螺旋桨发动机为前拉式布局，主要由拉力螺旋桨15、进气口2、套装转轴系统外转筒螺旋桨轴12、减速器13、低压压气机16、高压压气机17、燃烧室系统6、高压涡轮18、低压涡轮19、排气口14、套装转轴系统外转筒20和套装转轴系统内转轴21组成。

当前方空气进入发动机的进气口2后，首先受到低压压气机16的压缩，再受到高压压气机17的进一步压缩，进入燃烧室系统6后与喷入的燃油一起混合燃烧，燃烧产生的高压燃气首先冲击驱动高压涡轮18转动，高压燃气继续向下游流动，速度略为降低后冲击驱动低压涡轮19，驱使套装转轴系统内转轴21转动，经减速器13由螺旋桨轴12端输出，这时降低转速后最终驱使拉力螺旋桨15转动产生飞行所需的前向拉力。

在涡轮螺旋桨发动机工作开始时，低压压气机16和高压压气机17分别由启动系统驱动，到达规定转速后启动系统分别自动分离，此时高压压气机17可由高压涡轮18通过套装转轴系统外转筒20返回驱动，低压压气机16可由低压涡轮19通过套装转轴系统内转轴21返回驱动。

相比于活塞式发动机，传统涡轮螺旋桨发动机具有功率大、功重比大；稳定性好、噪音小、工作寿命长、维修费用低、速度高等优点，广泛用于各类飞行装置。但传统涡轮螺旋桨发动机也存在如下缺点：

1)因涡轮转动速度很快，如直接驱动螺旋桨将造成桨叶叶尖部分的速度很高，有产生激波的可能，在涡轮与螺旋桨之间必须要有减速器来降低螺旋桨转速使其叶尖端不要超过音速。这种减速器的负荷重、结构复杂、制造成本高，作为发动机整体的一个部件，将增加一部分较大的重量；

2)为了充分利用发动机的燃气能量、提高发动机的效率，通常采用了机体内特殊的套装转动系统设计方案，即将高压涡轮和低压涡轮返回驱动高压压气机和低压压气机的设计方案，在结构上比较复杂，制造难度较大，成本随之增加；

3)发动机内部转动部件较多，如轴承零件在高速运转所造成的发热问题和高温高速燃气气流的内部流动所带来的高温一般是依靠增加一个外置的润滑降温系统或设备，这将给发动机增加了一部分额外的重量；

4)套装转动系统设计方案造成结构上的复杂性导致了传统涡轮螺旋桨发动机在小尺寸、轻重量的设计、制造指标上存在许多难以克服的技术问题，通常成功设计和生产的发动机产品体积和重量较大，无法应用到受空间和重量限制的飞行器上；

5)受到螺旋桨效率的影响，发动机的适用速度不能太大，一般要小于900km/h，只能应用在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中；

6)与其它中低速飞行器的动力装置相比，如活塞发动机，在性价比上还不占优势，难以进一步开拓广泛的应用市场。

有鉴于上述现有的前拉式涡轮螺旋桨发动机存在的缺陷，本发明人基于从事此类产品设计制造多年丰富的实务经验及专业知识，并配合学理的运用，积极加以研究创新，以期创设一种新型的推进式涡轮螺旋桨发动机，能够改进一般现有的前拉式涡轮螺旋桨发动机，使其更具有实用性。经过不断的研究、设计，并经过反复试作样品及改进后，终于创设出确具实用价值的本发明。

发明内容

本发明的目的在于，克服传统涡轮螺旋桨发动机的缺陷，而提出一种新型的推进式涡轮螺旋桨发动机，所要解决的技术问题是使其避免采用机体内套装转动系统的结构设计方案，直接经减速器驱动螺旋桨，形成“推进式”布局，简化结构设计、降低制造难度；尽量优化结构设计、降低发动机全系统的总重量；采取有效技术措施降低发动机的成本，从而更加适于实用。

本发明的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现。依据本发明提出的一种推进式涡轮螺旋桨发动机，包括燃气发生分系统、燃气导向分系统、减速分系统、推力螺旋桨11，其中该燃气发生分系统安设在发动机前部，该减速分系统安设在发动机后部，该燃气导向分系统安设在燃气发生分系统与减速分系统之间，该推力螺旋桨11固定在螺旋桨轴12的后端，该螺旋桨轴12前端安设在前述减速分系统的后部，形成推进式布局。

本发明的目的及解决其技术问题还采用以下技术措施来进一步实现。

前述的推进式涡轮螺旋桨发动机，所述燃气发生分系统包括启动电机组件1、进气口2、一级压气轮3、高压进气口4、前轴5、燃烧室系统6、动力涡轮7，其中启动电机组件1、进气口2位于发动机前部，该启动电机组件1的输出轴连接一级压气轮3；前轴5的前端固定所述一级压气轮3，后端固定动力涡轮7；燃烧室系统6安设在一级压气轮3、动力涡轮7之间；高压进气口4分布于一级压气轮3轮橼外侧，位于燃烧室系统6前端。

前述的推进式涡轮螺旋桨发动机，所述减速分系统包括自由涡轮9、减速器13、排气口14，其中自由涡轮9安设在前述动力涡轮7后部；减速器13的输入轴10前端固定自由涡轮9，其后端连接螺旋桨轴12；排气口14安设在自由涡轮9后部，其末端斜向穿出发动机壳体。

前述的推进式涡轮螺旋桨发动机，所述燃气导向分系统包括燃气导向机构8，安设在动力涡轮7与自由涡轮9之间。

前述的推进式涡轮螺旋桨发动机，所述燃烧室系统6的后出气口正对动力涡轮7的轮盘正面。

借由上述技术方案，本发明一种推进式涡轮螺旋桨发动机具有如下优点：

a.“一级压气”技术可一次性完成空气进入燃烧室的供氧工序，简化了进气系统、提高了进气效率；

b.设计特殊的“燃气导向结构”保障了高温高速燃气气体能量的顺畅传递，有效地降低了能量损失；

c.新型“全机自润滑系统”利用混合燃油中含有的润滑油润滑转动部件，同时通过循环式油路的流动带走了高速转动造成的热量，达到降温的效果；

d.采用“推进式”布局和“一级压气”、“燃气导向结构”、“全机自润滑系统”等技术，系统结构简捷明了，减少了系统重量，有效地降低设计难度和制造成本；

e.“推进式”布局的使用还能使发动机的适用速度保持在900km/h左右，能应用在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中；

f.由于在体积、重量和成本指标方面的优势，低成本推进式涡轮螺旋桨发动机产品在小型飞行器可应用到像真航空运动模型、小型无人驾驶飞行器等工程项目上。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

图1是传统前拉式涡轮螺旋桨发动机的结构示意图。

图2是本发明一种推进式涡轮螺旋桨发动机的结构示意图。

【主要元件符号说明】

1：启动电机组件2：进气口

3：一级压气轮4：高压进气口

5：前轴6：燃烧室系统

7：动力涡轮8：燃气导向机构

9：自由涡轮10：输入轴

11：推力螺旋桨12：螺旋桨轴

13：减速器14：排气口

15：拉力螺旋桨16：低压压气机

17：高压压气机18：高压涡轮

19：低压涡轮

20：套装转轴系统外转筒21：套装转轴系统内转轴

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的一种推进式涡轮螺旋桨发动机其具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。

请参阅图2，本发明一种推进式涡轮螺旋桨发动机，大致可分为三大分系统：

a.燃气发生分系统，由启动电机组件1、进气口2、一级压气轮3、高压进气口4、前轴5、燃烧室系统6、动力涡轮7组成。

该分系统的主要功能是为动力涡轮7提供转动能量的高温高压气体。

b.燃气导向分系统，即燃气导向机构8。

该分系统的主要功能是为了使燃气发生分系统产生的高温高压气体的能量高效地转换给自由涡轮9。

c.减速分系统，由自由涡轮9、输入轴10、推力螺旋桨11、螺旋桨轴12、减速器13和排气口14组成。

该分系统的主要功能是保障推力螺旋桨11能安全工作、产生飞机前飞所需的推力。

前述三个分系统中部件的位置关系和相应的功能如下：

a.启动电机组件1安设在发动机前部，其后端输出轴与一级压气轮3相连，带动一级压气轮3转动工作。当一级压气轮3达到额定转速、并完全依靠动力涡轮7带动时，启动电机组件1立刻自动与一级压气轮3相脱离而停止工作。

b.高压进气口4分布于一级压气轮3轮橼外侧处，一级压气轮3工作时将处于发动机前部进气口2的空气压缩成高压空气流，利用离心作用将高压气流送入高压进气口4，高压进气口4的作用是汇集高压气流，使其进入燃烧室系统6。

c.高压空气进入位于高压进气口4后部的燃烧室系统6后，与燃烧室系统6内的燃油混合点燃产生高温高压的燃气气体，燃烧室系统6的后出口正对动力涡轮7的轮盘正面，因此，高温高压燃气气体从燃烧室系统6的后出口喷出时必定流经动力涡轮7。

d.前轴5的前端固定一级压气轮3，后端固定动力涡轮7。当燃气气体从燃烧室系统6的后出口喷出驱动动力涡轮7转动时也带同一级压气轮3同步转动工作，在来自动力涡轮7的驱动能量足够大时，一级压气轮3达到额定转速，启动电机组件1立刻自动卸荷、脱离并停止工作，这时一级压气轮3就单独依靠动力涡轮7的驱动保持正常工作，因而动力涡轮7起着向一级压气轮3传递转动能量的作用。

e.动力涡轮7的轮盘背面设计有燃气导向机构8，是为了引导高温高压燃气气体能非常顺畅地顺着燃气导向机构8冲击驱动自由涡轮9，尽量使高温高压燃气气体在该流动过程中损失的能量最小。

f.自由涡轮9与减速器13的输入轴10相固定。当高压燃气气体流经动力涡轮7后顺着燃气导向机构8冲击驱动自由涡轮9时，自由涡轮9获得的能量直接传递给了输入轴10，使输入轴10高速转动。

g.在自由涡轮9与推力螺旋桨11之间设计有一个减速器13，是为了按设计要求降低推力螺旋桨11的转速。因为自由涡轮9转动速度很快，如直接驱动推力螺旋桨11将造成桨叶叶尖部分的速度很高，有产生激波、造成毁坏推力螺旋桨11的可能，因此输入轴10获得自由涡轮9高速转动的能量后，通过减速器13的作用，降低了作为输出轴的螺旋桨轴12的转速，使推力螺旋桨11产生飞机前飞所需的推力，同时保证其叶尖端不超过音速而安全工作。

h.排气口14安置在自由涡轮9后部，其末端斜向穿出发动机壳体。高温高压燃气气体完成驱动自由涡轮9转动后，最终经排气口14排出。

本发明一种推进式涡轮螺旋桨发动机的工作原理如下：

发动机获得工作启动指令后，操控启动电机组件1，使一级压气轮3开始工作，将发动机前方的空气连续不断地吸入进气口2，由一级压气轮3将其压缩成高压气流，经高压进气口4进入燃烧室系统6，与燃油一起燃烧产生高温高压燃气气体。

高温高压燃气气体流经动力涡轮7时，一方面驱动动力涡轮7同步带动一级压气轮3旋转工作，另一方面，高压燃气气体流经动力涡轮7后顺着燃气导向机构8冲击驱动自由涡轮9，将高压燃气气体的能量传递给减速器13的输入轴10，使输入轴10高速转动。当来自动力涡轮7的驱动能量足够大、一级压气轮3达到额定转速时，启动电机组件1自动卸荷、脱离并停止工作，这时一级压气轮3就单独依靠动力涡轮7的同步带动保持正常工作。

输入轴10高速转动后，减速器13将其转动降低到设计要求的低速转动，由螺旋桨轴12输出，带动推进螺旋桨11工作，产生飞机前飞所需的推力，高温高压燃气气体完成驱动自由涡轮9转动后，最终经排气口14排出。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明做任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的技术内容做出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (5)

1.一种推进式涡轮螺旋桨发动机，其特征在于：包括燃气发生分系统、燃气导向分系统、减速分系统、推力螺旋桨(11)，其中该燃气发生分系统安设在发动机前部，该减速分系统安设在发动机后部，该燃气导向分系统安设在燃气发生分系统与减速分系统之间，该推力螺旋桨(11)固定在螺旋桨轴(12)的后端，该螺旋桨轴(12)前端安设在前述减速分系统的后部，形成推进式布局。

2.根据权利要求1所述的推进式涡轮螺旋桨发动机，其特征在于：所述燃气发生分系统包括启动电机组件(1)、进气口(2)、一级压气轮(3)、高压进气口(4)、前轴(5)、燃烧室系统(6)、动力涡轮(7)，其中启动电机组件(1)、进气口(2)位于发动机前部，该启动电机组件(1)的输出轴连接一级压气轮(3)；前轴(5)的前端固定所述一级压气轮(3)，后端固定动力涡轮(7)；燃烧室系统(6)安设在一级压气轮(3)、动力涡轮(7)之间；高压进气口(4)分布于一级压气轮(3)轮橼外侧，位于燃烧室系统(6)前端。

3.根据权利要求2所述的推进式涡轮螺旋桨发动机，其特征在于：所述减速分系统包括自由涡轮(9)、减速器(13)、排气口(14)，其中自由涡轮(9)安设在前述动力涡轮(7)后部；减速器(13)的输入轴(10)前端固定自由涡轮(9)，其后端连接螺旋桨轴(12)；排气口(14)安设在自由涡轮(9)后部，其末端斜向穿出发动机壳体。

4.根据权利要求3所述的推进式涡轮螺旋桨发动机，其特征在于：所述燃气导向分系统包括燃气导向机构(8)，安设在动力涡轮(7)与自由涡轮(9)之间。

5.根据权利要求1所述的推进式涡轮螺旋桨发动机，其特征在于：所述燃烧室系统(6)的后出气口正对动力涡轮(7)的轮盘正面。