CN110657044B - 一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构 - Google Patents

一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，适用于航空涡轮发动机，加力燃烧室前端布置用于控制可调面积尾喷管的杠杆执行机构，杠杆执行机构的一端与电力执行舵机的执行连杆相连，另一端与可调面积尾喷管的执行环相连，采用两个执行电动舵机，控制尾喷管的开口面积，实现加力燃烧室工作时对尾喷管面积变化的需求。该结构方案不涉及调整发动机总体结构，将运动支点固定在加力燃烧室前端法兰面上，并采用杠杆原理放大电动舵机的驱动能力，有效提高了可调尾喷管的操控性，并去掉了复杂液压控制结构，简化了控制执行机构。

Description

一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，尤其是小型航空涡轮发动机带加力燃烧室的技术领域，具体涉及一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构。
背景技术
目前，采用具有加力燃烧室的航空发动机已得到广泛应用，但主要运用在较大推力的发动机中，如美国的F135、F101等，加力燃烧室能有效增加发动机的短时推力，以满足起飞、爬升、加速、追击等工作要求，增加飞行机动性。目前被广泛采用的加力方法是在涡轮和尾喷管之间安装加力燃烧室，由于空气经主燃烧室燃烧后还有大量剩余氧气未被利用，于是可以在涡轮后再喷油燃烧释放热量，从而显著提高了燃气的温度和排气速度，提高了发动机的单位推力和总推力。当使用加力时，为了保持涡轮前各部件的最大工作状态不变，就必须同时加大尾喷口的排气面积，以适应燃气比容的增加。尾喷管的功能主要是使燃气继续膨胀，将燃气中剩余的热焓充分转变为动能，使燃气以高速从喷口喷出。对于可调面积的尾喷管而言，其主要是通过操纵系统(多为液压操纵系统)对尾喷管末端的多块调节片进行调节，以调节尾喷管面积。小型航空涡轮发动机由于压气机压比低、结构尺寸小，若采用传统结构方案布局加力燃烧室技术，其液压机构控制尾喷管面积的方案复杂，所需液压泵、控制阀门、位移测量等零部件众多，难以满足小型航空涡轮发动机结构尺寸小、制造成本低的需求，因此世界上鲜有小型航空涡轮发动机带加力燃烧室工作。
发明内容
为克服现有加力燃烧室-可调面积尾喷管技术的上述缺陷和不足，本发明旨在提供一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，适用于带加力燃烧室和可调尾喷管的小型航空涡轮发动机，可根据航空涡轮发动机不同状态采用不同的尾喷管开口面积，用以拓宽小型航空涡轮发动机的最佳推力状态，提高发动机的推力特性。
为实现上述目的，本发明所采用的技术方案是：
一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，适用于航空涡轮发动机，包括一加力燃烧室、一可调面积尾喷管、至少一杠杆执行机构和至少一执行电动舵机，其中，所述加力燃烧室通过其前端法兰面同轴固定设置在涡轮发动机的后端法兰面上，所述可调面积尾喷管通过其前端法兰面同轴固定设置在所述加力燃烧室的后端法兰面上，所述可调面积尾喷管上设置一执行环，所述执行环沿轴向运动时可带动所述可调面积尾喷管的各调节片摆动，继而调节所述可调面积尾喷管的开口面积，其特征在于，
--所述执行电动舵机，固定设置在所述涡轮发动机的前端法兰面上或固定设置在与所述涡轮发动机的前端法兰面对应位置的发动机安装舱上，
--所述杠杆执行机构，至少包括一杠杆、一主动端传动连杆、一被动端传动连杆、一中间传动连杆，其中，
所述杠杆的转动支点固定设置在所述加力燃烧室的前端法兰面附近，所述转动支点的一侧形成为杠杆长臂端，另一侧形成为杠杆短臂端；
所述主动端传动连杆的一端与所述执行电动舵机的动作杆连接，另一端与所述杠杆长臂端铰接；
所述被动端传动连杆的一端与所述杠杆短臂端铰接，另一端与所述中间传动连杆的一端铰接，所述中间传动连杆的另一端直接或间接与所述可调面积尾喷管的执行环连接，且所述中间传动连杆被约束为仅沿所述加力燃烧室的轴向前后移动。
优选地，所述杠杆的转动支点布置在一杠杆支撑架上，所述杠杆支撑架固定设置在所述加力燃烧室的前端接法兰面处。
本发明的上述电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构中，所述杠杆的转动支点的设置位置应保证杠杆长臂端长度大于杠杆短臂端长度，杠杆长臂端传动连接执行电动舵机，杠杆短臂端与尾喷管的执行环传动连接，这样的设置方式可起到放大执行电动舵机驱动力的作用。
优选地，所述加力燃烧室的筒体上还设置一中间法兰面，所述中间法兰面上设有前导向孔，所述加力燃烧室的后端法兰面上设置有后导向孔，所述前导向孔、后导向孔的中心线的连线与所述加力燃烧室的轴线平行，所述中间传动连杆依次穿过所述前导向孔、后导向孔，并在所述前导向孔、后导向孔的约束下仅沿所述加力燃烧室的轴向前后移动。
进一步地，所述中间传动连杆的末端同轴固定一驱动臂，所述驱动臂穿过所述后导向孔后与所述可调面积尾喷管的执行环连接。
优选地，所述可调面积尾喷管的执行环上沿其周向均匀布设若干导向柱，所述加力燃烧室的后端法兰面上设置有若干与所述导向柱对应的导向孔，各所述导向柱在其导向孔的约束下仅沿所述加力燃烧室的轴向前后移动，以保证所述执行环的运动平衡性。
优选地，至少设置两套所述杠杆执行机构，其中的各所述中间传动连杆沿周向均匀布置在所述加力燃烧室的筒体外周，且各所述中间传动连杆的末端直接或间接地与所述可调面积尾喷管的执行环连接，以增加所述执行环的运动平衡性。
优选地，所述执行电动舵机自带位置反馈数据信号，保证控制数据需求。
优选地，所述杠杆支点位置、电动舵机固定位置不唯一，但满足杠杆工作原理，符合可调尾喷管面积调节要求。
同现有技术相比，本发明的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构具有显著的技术效果：(1)该结构采用电力驱动，减少了传统机械液压驱动复杂机构，所需附件少，控制和供电仅需采用电缆线，结构简单，可靠性高。(2)采用杠杆执行机构传递功率和行程，放大了驱动动力设备的驱动力，能有效控制可调尾喷管开口面积，并减小驱动动力设备的输出功率需求，降低发动机附件功耗。(3)杠杆支点位置、电动舵机固定位置可随发动机及机舱需求而调整，方便安装，有利保证不同发动机的需求。(4)杠杆执行机构有效地利用了加力燃烧室和尾喷管的连接法兰，组成重要的支撑和导向部件，结构紧凑。
附图说明
图1是电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构示意图；
图2是杠杆执行机构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
如图1、2所示，本发明的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，适用于小型航空涡轮发动机中，主要包括加力燃烧室1、可调面积尾喷管2、杠杆执行机构3、执行电动舵机4等部件。其中，加力燃烧室1通过其前端法兰面11同轴固定设置在涡轮发动机(图中未示出)的后端法兰面上，可调面积尾喷管2通过其前端法兰面24同轴固定设置在加力燃烧室1的后端法兰面13上，可调面积尾喷管2上设置一执行环23，执行电动舵机4固定在发动机前端的法兰面上或对应位置的发动机安装舱上，杠杆执行机构3的转动支点固定在加力燃烧室的前端法兰附近，杠杆执行机构3的一端连接执行电动舵机4，另一端连接可调面积尾喷管的执行环23，执行环23在杠杆执行机构3的驱动下沿轴向运动时可带动可调面积尾喷管2的各调节片摆动，继而调节可调面积尾喷管2的开口面积。
如图2所示，杠杆执行机构3前后两端分别连接执行电动舵机4和尾喷管2，杠杆执行机构3的固定支点布置在固定支撑架34上。固定支撑架34固定在加力燃烧室1前端面法兰11附近，由此形成杠杆工作原理。具体地，杠杆执行机构3，至少包括一杠杆33、一主动端传动连杆32、一被动端传动连杆35和一中间传动连杆37。其中，杠杆33的转动支点38固定设置在加力燃烧室的前端法兰面11附近，转动支点38的一侧形成为杠杆长臂端，另一侧形成为杠杆短臂端；主动端传动连杆32的一端与执行电动舵机4的动作杆31连接，另一端与杠杆长臂端铰接；被动端传动连杆35的一端与杠杆短臂端铰接，另一端与中间传动连杆37的一端铰接，中间传动连杆37的另一端直接或间接与可调面积尾喷管2的执行环23连接，且中间传动连杆37被约束为仅沿加力燃烧室1的轴向前后移动。
进一步地，如图2所示，杠杆33的转动支点38布置在一杠杆支撑架34上，杠杆支撑架34固定设置在加力燃烧室1的前端接法兰面11处。本发明的上述电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构中，杠杆33的转动支点38的设置位置应保证杠杆长臂端长度大于杠杆短臂端长度，杠杆长臂端传动连接执行电动舵机，杠杆短臂端与尾喷管的执行环传动连接，这样的设置方式可起到放大执行电动舵机驱动力的作用。
如图1、2所示，加力燃烧室1的筒体上还设置一中间法兰面12，中间法兰面12上设有前导向孔15，加力燃烧室的后端法兰面13上设置有后导向孔14，前导向孔15、后导向孔14的中心线的连线与加力燃烧室1的轴线平行，中间传动连杆37依次穿过前导向孔15、后导向孔14，并在前导向孔15、后导向孔14的约束下仅沿加力燃烧室1的轴向前后移动。中间传动连杆37的末端同轴固定一驱动臂22，驱动臂22穿过后导向孔14后与可调面积尾喷管2的执行环23连接。可调面积尾喷管2的执行环23上沿其周向均匀布设若干导向柱21，加力燃烧室的后端法兰面13上设置有若干与导向柱21对应的导向孔，各导向柱21在其导向孔的约束下仅沿加力燃烧室1的轴向前后移动，以保证执行环23的运动平衡。
如图2所示，为保证所述执行环23的运动平衡性，图示结构采用设置两套所述杠杆执行机构3以及两个执行电动舵机4，采用2根中间传动连杆37连接2个驱动臂22，驱动臂22与可调面积尾喷管的执行环23相连，并在执行环23上布置2个导向柱21，保证执行环23运动平衡。
如图2所示，杠杆33的长臂端长度须大于短臂端的长度，且长臂端与执行电动舵机4相连，起到放大舵机驱动力的目的。被动端传动连杆35与中间传动连杆37之间才了一个铰接机构36，该铰接机构36可以为万向头机构，其结构形式不唯一。
如图2所示，杠杆执行机构中的电动舵机4的动作杆31和传动连杆37仅可沿加力燃烧室1的轴向进行移动。主动端传动连杆32、杠杆33和被动端传动连杆35可在同一平面内做旋转运动，起到传递运动和力作用。
本发明的上述电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，可应用于小型航空涡轮发动机中，采用杠杆原理放大驱动源的作用力，并传递运动行程，起到减小耗功的作用；采用电驱方法，去掉了传统复杂的液压驱动机构，减少了附件数量和复杂程度；同时，有限利用加力燃烧室及尾喷管的现有结构，进行杠杆执行机构的安装和导向，结构紧凑，以此实现一体化结构设计。
此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思所述构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，包括一加力燃烧室、一可调面积尾喷管、至少一杠杆执行机构和至少一执行电动舵机，其中，所述加力燃烧室通过其前端法兰面同轴固定设置在涡轮发动机的后端法兰面上，所述可调面积尾喷管通过其前端法兰面同轴固定设置在所述加力燃烧室的后端法兰面上，所述可调面积尾喷管上设置一执行环，所述执行环沿轴向运动时可带动所述可调面积尾喷管的各调节片摆动，继而调节所述可调面积尾喷管的开口面积，其特征在于，
--所述执行电动舵机，固定设置在所述涡轮发动机的前端法兰面上或固定设置在与所述涡轮发动机的前端法兰面对应位置的发动机安装舱上，
--所述杠杆执行机构，至少包括一杠杆、一主动端传动连杆、一被动端传动连杆、一中间传动连杆，其中，
所述杠杆的转动支点固定设置在所述加力燃烧室的前端法兰面附近，所述转动支点的一侧形成为杠杆长臂端，另一侧形成为杠杆短臂端；
所述主动端传动连杆的一端与所述执行电动舵机的动作杆连接，另一端与所述杠杆长臂端铰接；
所述被动端传动连杆的一端与所述杠杆短臂端铰接，另一端与所述中间传动连杆的一端铰接，所述中间传动连杆的另一端直接或间接与所述可调面积尾喷管的执行环连接，且所述中间传动连杆被约束为仅沿所述加力燃烧室的轴向前后移动。
2.根据权利要求1所述的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，其特征在于，所述杠杆的转动支点布置在一杠杆支撑架上，所述杠杆支撑架固定设置在所述加力燃烧室的前端接法兰面处。
3.根据权利要求1所述的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，其特征在于，所述加力燃烧室的筒体上还设置一中间法兰面，所述中间法兰面上设有前导向孔，所述加力燃烧室的后端法兰面上设置有后导向孔，所述前导向孔、后导向孔的中心线的连线与所述加力燃烧室的轴线平行，所述中间传动连杆依次穿过所述前导向孔、后导向孔，并在所述前导向孔、后导向孔的约束下仅沿所述加力燃烧室的轴向前后移动。
4.根据权利要求3所述的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，其特征在于，所述中间传动连杆的末端同轴固定一驱动臂，所述驱动臂穿过所述后导向孔后与所述可调面积尾喷管的执行环连接。
5.根据权利要求1所述的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，其特征在于，所述可调面积尾喷管的执行环上沿其周向均匀布设若干导向柱，所述加力燃烧室的后端法兰面上设置有若干与所述导向柱对应的导向孔，各所述导向柱在其导向孔的约束下仅沿所述加力燃烧室的轴向前后移动，以保证所述执行环的运动平衡性。
6.根据权利要求1所述的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，其特征在于，至少设置两套所述杠杆执行机构，其中的各所述中间传动连杆沿周向均匀布置在所述加力燃烧室的筒体外周，且各所述中间传动连杆的末端直接或间接地与所述可调面积尾喷管的执行环连接，以增加所述执行环的运动平衡性。
7.根据权利要求1所述的电驱式加力燃烧室与可调面积尾喷管一体化结构，其特征在于，所述执行电动舵机自带位置反馈数据信号，保证控制数据需求。
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