CN108423197A - 一种航空推进设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空推进设备，包括机壳，所述机壳内固设有第一空槽，所述第一空槽端壁内固设有的第二空槽，所述第二空槽上下端壁内固设有口部朝内的环槽，远离所述第一空槽的所述第二空槽端壁内相通设置有第一转接腔，所述第一转接腔内滑接的设置有若干推块，朝向所述第一空槽的所述推块端面固设有第一固接杆，朝向所述第一空槽的所述第一固接杆端面固设有与所述第一封闭垫滑接配合连接的环槽，所述环槽将所述第一封闭垫封闭，朝向所述第一空槽的所述环槽端面固设有第一连接臂，所述第一连接臂穿过所述第二空槽并伸入所述第一空槽内。

Description

一种航空推进设备

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种航空推进设备。

背景技术

航空推进设备在航天领域中使用及其广泛，其主要为航天飞行设备提供动力，但是传统中的航空推进设备在运行时对于散热及齿轮传动中的润滑存在一定的问题，此设备有效解决了此问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空推进设备，能够克服现有技术的上述缺陷。

根据本发明，本发明设备的一种航空推进设备，包括机壳，所述机壳内固设有第一空槽，所述第一空槽端壁内固设有的第二空槽，所述第二空槽上下端壁内固设有口部朝内的环槽，远离所述第一空槽的所述第二空槽端壁内相通设置有第一转接腔，所述第一转接腔内滑接的设置有若干推块，朝向所述第一空槽的所述推块端面固设有第一固接杆，朝向所述第一空槽的所述第一固接杆端面固设有与所述第一封闭垫滑接配合连接的环槽，所述环槽将所述第一封闭垫封闭，朝向所述第一空槽的所述环槽端面固设有第一连接臂，所述第一连接臂穿过所述第二空槽并伸入所述第一空槽内，所述第一空槽内设置有第一转接块，所述第一连接臂通过螺栓与所述第一转接块固定，所述第一转接块内固设有口部朝上的第一通接孔，所述第一通接孔下端壁内相通设置有冷却腔，所述第一空槽上端壁内设置有冷却管，所述冷却管由外部空间伸长进所述第一空槽内并穿过所述第一通接孔进入所述冷却腔内，所述冷却管左侧伸长段内相通设置有位于外部空间的第一闸阀，所述冷却管右侧伸长段内相通设置有位于外部空间的第二闸阀，所述第一空槽下方设置有位于所述机壳内的第三空槽，所述第三空槽右侧设置有位于所述机壳内的第四空槽，所述第三空槽左侧设置有位于所述机壳内的第五空槽，所述第五空槽下方设置有位于所述机壳内的第六空槽，所述第一转接块下端面固设有第一转接轴，所述第一转接轴转动的贯穿所述第一空槽下端壁并伸入所述第三空槽内，所述第一转接轴下端面固设有第一锥轮，所述第一锥轮右侧配合连接有第二锥轮，所述第二锥轮右端面固设有第二转接轴，所述第二转接轴转动的贯穿所述第三空槽右端壁并伸入所述第四空槽内，所述第二转接轴右端面固设有第二转接块，所述第二转接块右端面固设有与所述第四空槽右端壁转动配合连接的第二连接臂，所述第二转接块上端面固设有凸缘块，所述第四空槽上端壁固设有与所述凸缘块相对的红外感应器，所述第一锥轮左侧配合连接有第三锥轮，所述第三锥轮左端面固设有第三连接臂，所述第三连接臂转动的贯穿所述第三空槽左端壁并伸入所述第五空槽内，所述第三连接臂左端面固设有第四锥轮，所述第四锥轮左侧配合连接有第五锥轮，所述第五锥轮下端面固设有第三转接轴，所述第三转接轴转动的贯穿所述第五空槽下端壁并伸入所述第六空槽内，所述第五锥轮左侧配合连接有第六锥轮，所述第六锥轮左端面固设有第四转接轴，所述第四转接轴转动的贯穿所述第五空槽左端壁并伸出外部空间，左侧的所述第一转接腔内壁内相通设置有第一导送管和喷油管，所述第一导送管内相通设置有第三闸阀，所述喷油管内相通设置有第四闸阀，所述第一导送管和喷油管之间设置有位于所述第一转接腔内壁内的火花塞，右侧的所述第一转接腔内壁内相通设置有第二导送管，所述第二导送管内相通设置有第五闸阀。

进一步的技术方案，所述第三转接轴外表面固设有螺旋叶，所述第六空槽下端壁内相通设置有第三导送管，所述第三导送管向下伸长出外部空间，所述第三导送管内相通设置有第六闸阀，所述第六空槽右端壁内相通设置有与所述第三空槽相通的第四导送管，所述第五空槽右端壁内相通设置有与所述第三空槽相通的第五导送管，所述第五空槽下端壁内左右对等相通设置有与所述第六空槽相通的第六导送管。

进一步的技术方案，所述红外感应器在所述凸缘块接近时触发一次信号。

进一步的技术方案，所述第五空槽和第三空槽内壁设置有第二封闭垫。

进一步的技术方案，所述螺旋叶为螺旋式结构。

本发明的有益效果是：

由于本发明设备在初始状态时，所述第三闸阀、第四闸阀、第五闸阀、第六闸阀、第一闸阀和第二闸阀处于关闭状态，所述红外感应器和火花塞处于停止工作状态，所述凸缘块位于上方极限位置，从而使上述结构在初始状态时位于初始位置，可以在后续工作中进行调整，有效提高设备的工作协调性。

当设备运行时，所述第六闸阀打开向所述第六空槽内灌入机油，所述第四闸阀打开，使航空燃油由所述第四闸阀和喷油管进入所述第一转接腔内，所述第三闸阀打开，使空气由所述第三闸阀和第一导送管进入所述第一转接腔内，此时所述火花塞工作，将航空燃油点燃使所述推块逆时针转动，此时所述第五闸阀打开，所述第二导送管与外部空间相通，则在压力作用下，所述推块逆时针旋转使所述推块之间的高温气体由所述第二导送管排除，此时循环进行上述步骤，即可实现所述推块连续转动带动所述第一转接块转动，所述第一转接块转动后使所述第一转接轴转动，则所述第一锥轮转动后使所述第二锥轮和第三锥轮转动，所述第二锥轮转动后所述红外感应器工作，对转动的所述凸缘块进行计数，将数据反馈于控制系统，计算出航空推进设备输出转速，此时所述第三锥轮转动后带动所述第四锥轮转动，则所述第五锥轮转动后将所述第六空槽内的机油进行循环运输，将所述第五空槽、第三空槽和第六空槽内充满机油，机油降低机械零件之间的摩擦损耗，此时所述第六闸阀关闭，所述第五锥轮转动后使所述第六锥轮带动所述第四转接轴转动，所述第四转接轴与外部空间的动力装置连接，将航空推进设备的动力传动到外部结构，从而实现了航空推进设备的连续工作，有效提高了航空推进设备的技术水平。

当航空推进设备连续工作时，所述第一闸阀和第二闸阀打开，使冷却液在所述冷却管内流动，对航空推进设备进行降温处理，从而提高了设备的连续工作性。

当需要计算所述第二转接块的转速时，所述红外感应器在所述凸缘块接近时触发一次信号，在控制系统的作用下对所述信号进行计数，在一定时间间隔内的信号触发次数的数值通过一系列函数计算即可得到所述第二转接块的转速，从而提高了设备的准确可靠性。

本发明设备结构简单，使用方便，此设备采用新颖式结构且具备良好的润滑与冷却的功能，有效提高了航空推进设备的技术水平。

附图说明

为了更清楚地说明发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明的一种航空推进设备的整体结构示意图；

图2是图1中A-A方向的示意图;

图3是图1中B-B方向的示意图。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

如图1-3所示，本发明的一种航空推进设备，包括机壳100，所述机壳100内固设有第一空槽114，所述第一空槽114端壁内固设有的第二空槽119，所述第二空槽119上下端壁内固设有口部朝内的环槽118，远离所述第一空槽114的所述第二空槽119端壁内相通设置有第一转接腔136，所述第一转接腔136内滑接的设置有若干推块121，朝向所述第一空槽114的所述推块121端面固设有第一固接杆137，朝向所述第一空槽114的所述第一固接杆137端面固设有与所述第一封闭垫117滑接配合连接的环槽118，所述环槽118将所述第一封闭垫117封闭，朝向所述第一空槽114的所述环槽118端面固设有第一连接臂116，所述第一连接臂116穿过所述第二空槽119并伸入所述第一空槽114内，所述第一空槽114内设置有第一转接块113，所述第一连接臂116通过螺栓与所述第一转接块113固定，所述第一转接块113内固设有口部朝上的第一通接孔115，所述第一通接孔115下端壁内相通设置有冷却腔138，所述第一空槽114上端壁内设置有冷却管112，所述冷却管112由外部空间伸长进所述第一空槽114内并穿过所述第一通接孔115进入所述冷却腔138内，所述冷却管112左侧伸长段内相通设置有位于外部空间的第一闸阀111，所述冷却管112右侧伸长段内相通设置有位于外部空间的第二闸阀120，所述第一空槽114下方设置有位于所述机壳100内的第三空槽128，所述第三空槽128右侧设置有位于所述机壳100内的第四空槽123，所述第三空槽128左侧设置有位于所述机壳100内的第五空槽108，所述第五空槽108下方设置有位于所述机壳100内的第六空槽104，所述第一转接块113下端面固设有第一转接轴140，所述第一转接轴140转动的贯穿所述第一空槽114下端壁并伸入所述第三空槽128内，所述第一转接轴140下端面固设有第一锥轮130，所述第一锥轮130右侧配合连接有第二锥轮129，所述第二锥轮129右端面固设有第二转接轴127，所述第二转接轴127转动的贯穿所述第三空槽128右端壁并伸入所述第四空槽123内，所述第二转接轴127右端面固设有第二转接块126，所述第二转接块126右端面固设有与所述第四空槽123右端壁转动配合连接的第二连接臂125，所述第二转接块126上端面固设有凸缘块124，所述第四空槽123上端壁固设有与所述凸缘块124相对的红外感应器122，所述第一锥轮130左侧配合连接有第三锥轮131，所述第三锥轮131左端面固设有第三连接臂132，所述第三连接臂132转动的贯穿所述第三空槽128左端壁并伸入所述第五空槽108内，所述第三连接臂132左端面固设有第四锥轮134，所述第四锥轮134左侧配合连接有第五锥轮135，所述第五锥轮135下端面固设有第三转接轴105，所述第三转接轴105转动的贯穿所述第五空槽108下端壁并伸入所述第六空槽104内，所述第五锥轮135左侧配合连接有第六锥轮110，所述第六锥轮110左端面固设有第四转接轴109，所述第四转接轴109转动的贯穿所述第五空槽108左端壁并伸出外部空间，左侧的所述第一转接腔136内壁内相通设置有第一导送管202和喷油管201，所述第一导送管202内相通设置有第三闸阀206，所述喷油管201内相通设置有第四闸阀200，所述第一导送管202和喷油管201之间设置有位于所述第一转接腔136内壁内的火花塞203，右侧的所述第一转接腔136内壁内相通设置有第二导送管204，所述第二导送管204内相通设置有第五闸阀205。

有益地，其中，所述第三转接轴105外表面固设有螺旋叶106，所述第六空槽104下端壁内相通设置有第三导送管102，所述第三导送管102向下伸长出外部空间，所述第三导送管102内相通设置有第六闸阀103，所述第六空槽104右端壁内相通设置有与所述第三空槽128相通的第四导送管101，所述第五空槽108右端壁内相通设置有与所述第三空槽128相通的第五导送管133，所述第五空槽108下端壁内左右对等相通设置有与所述第六空槽104相通的第六导送管107，从而提高了设备的冷却能力。

有益地，其中，所述红外感应器122在所述凸缘块124接近时触发一次信号，在控制系统的作用下对所述信号进行计数，从而提高了设备的计数能力。

有益地，其中，所述第五空槽108和第三空槽128内壁设置有第二封闭垫，使所述第五空槽108、第三空槽128和第六空槽104内充满了机油时不会发生泄露，从而提高了设备的密封性。

有益地，其中，所述螺旋叶106为螺旋式结构，使所述第四导送管101内的机油流入所述第六空槽104内并由所述第六导送管107向上输送，从而提高了设备的润滑能力。

本发明设备在初始状态时，所述第三闸阀206、第四闸阀200、第五闸阀205、第六闸阀103、第一闸阀111和第二闸阀120处于关闭状态，所述红外感应器122和火花塞203处于停止工作状态，所述凸缘块124位于上方极限位置。

当设备运行时，所述第六闸阀103打开向所述第六空槽104内灌入机油，所述第四闸阀200打开，使航空燃油由所述第四闸阀200和喷油管201进入所述第一转接腔136内，所述第三闸阀206打开，使空气由所述第三闸阀206和第一导送管202进入所述第一转接腔136内，此时所述火花塞203工作，将航空燃油点燃使所述推块121逆时针转动，此时所述第五闸阀205打开，所述第二导送管204与外部空间相通，则在压力作用下，所述推块121逆时针旋转使所述推块121之间的高温气体由所述第二导送管204排除，此时循环进行上述步骤，即可实现所述推块121连续转动带动所述第一转接块113转动，所述第一转接块113转动后使所述第一转接轴140转动，则所述第一锥轮130转动后使所述第二锥轮129和第三锥轮131转动，所述第二锥轮129转动后所述红外感应器122工作，对转动的所述凸缘块124进行计数，将数据反馈于控制系统，计算出航空推进设备输出转速，此时所述第三锥轮131转动后带动所述第四锥轮134转动，则所述第五锥轮135转动后将所述第六空槽104内的机油进行循环运输，将所述第五空槽108、第三空槽128和第六空槽104内充满机油，机油降低机械零件之间的摩擦损耗，此时所述第六闸阀103关闭，所述第五锥轮135转动后使所述第六锥轮110带动所述第四转接轴109转动，所述第四转接轴109与外部空间的动力装置连接，将航空推进设备的动力传动到外部结构。

当航空推进设备连续工作时，所述第一闸阀111和第二闸阀120打开，使冷却液在所述冷却管112内流动，对航空推进设备进行降温处理。

当需要计算所述第二转接块126的转速时，所述红外感应器122在所述凸缘块124接近时触发一次信号，在控制系统的作用下对所述信号进行计数，在一定时间间隔内的信号触发次数的数值通过一系列函数计算即可得到所述第二转接块126的转速。

本发明的有益效果是：由于本发明设备在初始状态时，所述第三闸阀、第四闸阀、第五闸阀、第六闸阀、第一闸阀和第二闸阀处于关闭状态，所述红外感应器和火花塞处于停止工作状态，所述凸缘块位于上方极限位置，从而使上述结构在初始状态时位于初始位置，可以在后续工作中进行调整，有效提高设备的工作协调性。

当设备运行时，所述第六闸阀打开向所述第六空槽内灌入机油，所述第四闸阀打开，使航空燃油由所述第四闸阀和喷油管进入所述第一转接腔内，所述第三闸阀打开，使空气由所述第三闸阀和第一导送管进入所述第一转接腔内，此时所述火花塞工作，将航空燃油点燃使所述推块逆时针转动，此时所述第五闸阀打开，所述第二导送管与外部空间相通，则在压力作用下，所述推块逆时针旋转使所述推块之间的高温气体由所述第二导送管排除，此时循环进行上述步骤，即可实现所述推块连续转动带动所述第一转接块转动，所述第一转接块转动后使所述第一转接轴转动，则所述第一锥轮转动后使所述第二锥轮和第三锥轮转动，所述第二锥轮转动后所述红外感应器工作，对转动的所述凸缘块进行计数，将数据反馈于控制系统，计算出航空推进设备输出转速，此时所述第三锥轮转动后带动所述第四锥轮转动，则所述第五锥轮转动后将所述第六空槽内的机油进行循环运输，将所述第五空槽、第三空槽和第六空槽内充满机油，机油降低机械零件之间的摩擦损耗，此时所述第六闸阀关闭，所述第五锥轮转动后使所述第六锥轮带动所述第四转接轴转动，所述第四转接轴与外部空间的动力装置连接，将航空推进设备的动力传动到外部结构，从而实现了航空推进设备的连续工作，有效提高了航空推进设备的技术水平。

当航空推进设备连续工作时，所述第一闸阀和第二闸阀打开，使冷却液在所述冷却管内流动，对航空推进设备进行降温处理，从而提高了设备的连续工作性。

当需要计算所述第二转接块的转速时，所述红外感应器在所述凸缘块接近时触发一次信号，在控制系统的作用下对所述信号进行计数，在一定时间间隔内的信号触发次数的数值通过一系列函数计算即可得到所述第二转接块的转速，从而提高了设备的准确可靠性。

本发明设备结构简单，使用方便，此设备采用新颖式结构且具备良好的润滑与冷却的功能，有效提高了航空推进设备的技术水平。

以上所述，仅为发明的具体实施方式，但发明的保护范围并不局限于此，任何不经过创造性劳动想到的变化或替换，都应涵盖在发明的保护范围之内。因此，发明的保护范围应该以权利要求书所限定的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种航空推进设备，包括机壳，所述机壳内固设有第一空槽，所述第一空槽端壁内固设有的第二空槽，所述第二空槽上下端壁内固设有口部朝内的环槽，远离所述第一空槽的所述第二空槽端壁内相通设置有第一转接腔，所述第一转接腔内滑接的设置有若干推块，朝向所述第一空槽的所述推块端面固设有第一固接杆，朝向所述第一空槽的所述第一固接杆端面固设有与所述第一封闭垫滑接配合连接的环槽，所述环槽将所述第一封闭垫封闭，朝向所述第一空槽的所述环槽端面固设有第一连接臂，所述第一连接臂穿过所述第二空槽并伸入所述第一空槽内，所述第一空槽内设置有第一转接块，所述第一连接臂通过螺栓与所述第一转接块固定，所述第一转接块内固设有口部朝上的第一通接孔，所述第一通接孔下端壁内相通设置有冷却腔，所述第一空槽上端壁内设置有冷却管，所述冷却管由外部空间伸长进所述第一空槽内并穿过所述第一通接孔进入所述冷却腔内，所述冷却管左侧伸长段内相通设置有位于外部空间的第一闸阀，所述冷却管右侧伸长段内相通设置有位于外部空间的第二闸阀，所述第一空槽下方设置有位于所述机壳内的第三空槽，所述第三空槽右侧设置有位于所述机壳内的第四空槽，所述第三空槽左侧设置有位于所述机壳内的第五空槽，所述第五空槽下方设置有位于所述机壳内的第六空槽，所述第一转接块下端面固设有第一转接轴，所述第一转接轴转动的贯穿所述第一空槽下端壁并伸入所述第三空槽内，所述第一转接轴下端面固设有第一锥轮，所述第一锥轮右侧配合连接有第二锥轮，所述第二锥轮右端面固设有第二转接轴，所述第二转接轴转动的贯穿所述第三空槽右端壁并伸入所述第四空槽内，所述第二转接轴右端面固设有第二转接块，所述第二转接块右端面固设有与所述第四空槽右端壁转动配合连接的第二连接臂，所述第二转接块上端面固设有凸缘块，所述第四空槽上端壁固设有与所述凸缘块相对的红外感应器，所述第一锥轮左侧配合连接有第三锥轮，所述第三锥轮左端面固设有第三连接臂，所述第三连接臂转动的贯穿所述第三空槽左端壁并伸入所述第五空槽内，所述第三连接臂左端面固设有第四锥轮，所述第四锥轮左侧配合连接有第五锥轮，所述第五锥轮下端面固设有第三转接轴，所述第三转接轴转动的贯穿所述第五空槽下端壁并伸入所述第六空槽内，所述第五锥轮左侧配合连接有第六锥轮，所述第六锥轮左端面固设有第四转接轴，所述第四转接轴转动的贯穿所述第五空槽左端壁并伸出外部空间，左侧的所述第一转接腔内壁内相通设置有第一导送管和喷油管，所述第一导送管内相通设置有第三闸阀，所述喷油管内相通设置有第四闸阀，所述第一导送管和喷油管之间设置有位于所述第一转接腔内壁内的火花塞，右侧的所述第一转接腔内壁内相通设置有第二导送管，所述第二导送管内相通设置有第五闸阀。

2.如权利要求1所述的一种航空推进设备，其特征在于：所述第三转接轴外表面固设有螺旋叶，所述第六空槽下端壁内相通设置有第三导送管，所述第三导送管向下伸长出外部空间，所述第三导送管内相通设置有第六闸阀，所述第六空槽右端壁内相通设置有与所述第三空槽相通的第四导送管，所述第五空槽右端壁内相通设置有与所述第三空槽相通的第五导送管，所述第五空槽下端壁内左右对等相通设置有与所述第六空槽相通的第六导送管。

3.如权利要求1所述的一种航空推进设备，其特征在于：所述红外感应器在所述凸缘块接近时触发一次信号。

4.如权利要求1所述的一种航空推进设备，其特征在于：所述第五空槽和第三空槽内壁设置有第二封闭垫。

5.如权利要求1所述的一种航空推进设备，其特征在于：所述螺旋叶为螺旋式结构。