CN113279857B - 一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器 - Google Patents

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Abstract

本发明属于燃气涡轮发动机技术领域，涉及一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器，包括旋转机匣以及设置在旋转机匣内的斜流压气机叶轮、旋转燃烧室、向心涡轮，斜流压气机叶轮各叶片的尾缘为没有任何后掠且具有厚度的楔形，且斜流压气机叶轮的至少部分叶片的尾缘上设有径向燃油喷射孔，各径向燃油喷射孔与设置在空心转轴内的燃油供应通道流体连通，旋转燃烧室包括位于其上游的进口段以及位于进口段下游的台阶状突扩膨胀段，旋转燃烧室的进口段的内壁上设置有点火装置。本发明的高推重比燃气涡轮发生器，在低速和高速情况下效率均保持较高的水平，在高马赫数下耗油率更低，适用于宽范围飞行包线的无人机动力需求。

Description

一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器
技术领域
本发明涉及燃气涡轮发动机技术领域，涉及一种燃气涡轮发生器，具体涉及一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器，在满足无人飞行器多工况的动力需求下，兼具高效率和低耗油率的特点。
背景技术
无人飞行器是当今航空工业领域增长最快的领域。在现有无人飞行器中，由于小型燃气涡轮发动机的热效率会随着发动机尺寸的减小而迅速降低，因此常使用活塞发动机。随着无人飞行器的运行范围从高亚音速扩展到超音速，要求发动机具有高推重比(推力和重量之比)。由于小型燃气涡轮与活塞发动机相比，具有更高推重比。此外，在高飞行马赫数下，小型燃气涡轮发动机是较佳的选择。
无人飞行器所配备的小型燃气涡轮发动机通常为涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机，前者耗油率高，但能够为飞行器提供较高的飞行速度，后者在相对较低的速度下具有更高的效率和更低的耗油率。同时，相比于大型燃气涡轮发动机，由于小型燃气涡轮发动机压缩和膨胀系统的气动热力学参数不会随尺寸的减小而等比例缩小，压气机和涡轮转子叶片的径向间隙以及流道的湿面积相对变大、燃烧室长度及其湿面积也相对增加，且由于体积小无法进行复杂的涡轮叶片冷却，小型燃气涡轮发动机的热效率会随着发动机尺寸的减小而迅速降低，难以满足无人飞行器高速巡航和低速侦察等多工况下推力需求下还兼顾高效率和低耗油率。
发明内容
针对现有技术的上述缺陷和不足，结合无人飞行器多工况下动力需求的特点，针对小型燃气涡轮发动机，本发明提出了一种适用于无人飞行器中涡轮风扇和涡轮喷气发动机的高推重比燃气涡轮发生器。在满足无人飞行器多工况的动力需求下，兼具高效率和低耗油率的特点。
本发明为解决其技术问题所采用的技术方案为：
一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器，至少包括一固定设置在空心转轴上的旋转机匣，其特征在于，
所述旋转机匣的上游段形成为压气机机匣段、中间段形成为燃烧室机匣段、下游段形成为涡轮机匣段，
所述压气机机匣段内设置一斜流压气机叶轮，所述斜流压气机叶轮各叶片固定设置在所述压气机机匣段内，所述燃烧室机匣段形成一旋转燃烧室，所述涡轮机匣段内设置一向心涡轮，所述向心涡轮各叶片固定设置在所述涡轮机匣段内，
所述斜流压气机叶轮各叶片的尾缘为没有任何后掠且具有厚度的楔形，且所述斜流压气机叶轮的至少部分叶片的尾缘上设有径向燃油喷射孔，各所述径向燃油喷射孔与设置在所述空心转轴内的燃油供应通道流体连通，
所述旋转燃烧室包括位于其上游的进口段以及位于所述进口段下游的台阶状突扩膨胀段，所述旋转燃烧室的进口段的内壁上设置有点火装置，所述旋转燃烧室的台阶状突扩膨胀段在其尾部收缩至与所述涡轮机匣段的进口光滑过渡连接。
优选地，所述斜流压气机叶轮为不带扩压器的单级带冠斜流压气机叶轮，所述向心涡轮为无导叶单级带冠向心涡轮。
优选地，所述旋转燃烧室的进口段整体呈渐扩状。
优选地，所述旋转燃烧室的台阶状突扩膨胀段，其轴向长度大于所述旋转燃烧室的进口段的轴向长度。
优选地，燃油通过所述空心转轴内的燃油供应通道从上游引入，并通过所述斜流压气机叶轮上的径向燃油喷射孔在离心力作用下向外喷射。
优选地，所述旋转燃烧室进口段内的点火装置临近所述斜流压气机叶轮的尾缘布置。
优选地，所述向心涡轮由陶瓷材料制成。
优选地，所述斜流压气机叶轮由钛合金材料制成。
本发明的另一个发明目的还在于，提供了一种发动机，其特征在于，所述发动机包括本发明上述的高推重比燃气涡轮发生器。
同现有技术相比，本发明的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器具有以下特点：1)结构简单：取消了静子设计，缩短了发动机轴向尺寸，减小了加工难度；2)流动损失小：由于取消了静子，消除了原本发生在静子里的流动损失；3)适用于高速无人飞行器：在高速飞行下，该构型耗油率更低，热效率更高；4)无需从压气机中引气用于涡轮冷却：提高了压气机的压缩效率和涡轮的膨胀效率。经过模型验证，本发明提出的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器，在低速和高速情况下效率均保持较高的水平，在高马赫数下耗油率更低，适用于宽范围飞行包线的无人机动力需求。
附图说明
图1为本发明的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器的结构示意图；
图2为本发明的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器的子午面速度三角形示意图；
图3为采用本发明的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器的涡轮风扇式发动机示意图；
图4为不同压比使用本发明的构型燃气涡轮发生器的耗油率和热效率变化关系示意图。
附图标记说明：
燃气涡轮发生器100，空心转轴10，燃油供应通道11，旋转机匣20，压气机机匣段30，斜流压气机叶轮31，燃油喷射孔32，燃烧室机匣段40，旋转燃烧室进口段41，台阶状突扩膨胀段42，点火装置43，涡轮机匣段50，向心涡轮51
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
图1为本发明的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器结构示意图。如图1所示，本发明的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器100，至少包括一固定设置在空心转轴10上的旋转机匣20，旋转机匣20的上游段形成为压气机机匣段30、中间段形成为燃烧室机匣段40、下游段形成为涡轮机匣段50，压气机机匣段30内设置一不带扩压器的单级带冠斜流压气机叶轮31，斜流压气机叶轮31的各叶片固定设置在压气机机匣段内，燃烧室机匣段40形成一旋转燃烧室，涡轮机匣段50内设置一无导叶单级带冠向心涡轮51，向心涡轮51的各叶片固定设置在涡轮机匣段50内，斜流压气机叶轮31的各叶片的尾缘为没有任何后掠且具有厚度的楔形，且斜流压气机叶轮31的至少部分叶片的尾缘上设有径向燃油喷射孔32，各径向燃油喷射孔32与设置在空心转轴10内的燃油供应通道11流体连通，旋转燃烧室包括位于其上游的进口段41以及位于进口段41下游的台阶状突扩膨胀段42，旋转燃烧室的进口段41的内壁上设置有点火装置43，旋转燃烧室的台阶状突扩膨胀段42在其尾部收缩至与涡轮机匣段50的进口光滑过渡连接。图1中，①为旋转机匣的进气口，②为斜流压气机叶轮进口，③为斜流压气机叶轮出口，同时也构成旋转燃烧室的进口，④为旋转燃烧室的出口，同时也构成向心涡轮的进口，⑤为向心涡轮的出口。并且其中，旋转燃烧室的进口段41整体呈渐扩状，旋转燃烧室的台阶状突扩膨胀段42，其轴向长度大于旋转燃烧室的进口段41的轴向长度。该燃气涡轮发生器将斜流压气机中流体的角动量转换为静压，燃烧后在向心涡轮提取功之前，将静压再次转换为相同的角动量。燃油可以通过空心转轴内的燃油供应通道11从上游引入，并可以有利地通过斜流压气机叶轮上的径向燃油喷射孔32在离心力作用下向外喷射。
如图2所示，斜流压气机叶轮31的各叶片的尾缘为楔形，且没有任何后掠。压气机叶轮各叶片的尾缘没有后掠，燃烧室进口具有较低的相对速度w3和马赫数(参见图2中的速度三角形，图2中，c2、u2、w2分别为斜流压气机叶轮进口处气流的绝对速度、圆周速度、相对速度，c3、u3、w3分别为燃烧室进口处气流的绝对速度、圆周速度、相对速度，c4、u4、w4分别为向心涡轮的进口处气流的绝对速度、圆周速度、相对速度，c5、u5、w5分别为向心涡轮的出口处气流的绝对速度、圆周速度、相对速度)，可以降低损失保证气动稳定性，还确保了尽可能高的气动力和最小的机械应力。此外，斜流压气机叶轮31的尾缘厚度具有三个作用：首先，它确保了气流在空气动力学上承受高负荷的区域中的扩散，特别是由于其从径向转向轴向。其次，它为燃料喷射提供了空间(参见图1)。第三，尾缘突然而强烈的膨胀稳定了燃烧器的流量，防止其闪回到压气机中。在普遍的较低相对速度下，相关的卡诺损失相对较低，因此可以接受。为了固定火焰，在燃烧器的外径上具有向后的台阶，即在旋转燃烧室在进口段41的下游形成为台阶状突扩膨胀段42。
由于本发明的适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器中所有组件均旋转，避免了大多数上述由于体积小所致的问题。同时，在斜流压气机中约三分之二的损失在扩压器中产生。大约一半损失、热负荷和强化冷却与涡轮导向器有关。因此，通过排除这两组叶片，可以消除一半以上的损失和关键部件。旋转燃烧室由于在高重力作用下剧烈掺混，湍流火焰速度可以增加至四倍，显著缩短燃烧室长度。由于相对旋转参考系中的总温度通常比绝对总温度低数百开尔文，旋转燃烧室的旋转壁面的热负荷显著降低，可以转化为更高的涡轮进口总温度，从而提高发动机循环的热效率。此外，斜流压气机叶轮和向心涡轮叶片可以固定在旋转机匣上，转子叶片则仅有静压应力，向心涡轮可以完全由陶瓷材料制成，可承受高达1500K的温度，无需冷却。
图3是采用本发明的燃气涡轮发生器结构100的涡轮风扇式发动机示意图。燃气涡轮发生器100构成了发动机的核心机，燃气涡轮发生器100的上游为对转风扇200，燃气涡轮发生器100的下游为功率涡轮300。风扇叶片采用对转式，取消了常规的转静子布局，减小了尺寸，并降低了原本在静子中发生的流动损失。
图4是使用本发明的燃气涡轮发生器后的不同压比耗油率和热效率的变化关系。随着压比的提高，耗油率降低，热效率提升，说明该构型更适合于小尺寸高压比的发动机，更适合高亚音速到超音速飞行速度区间的无人飞行器。
通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

Claims (10)

1.一种适用于无人飞行器的高推重比燃气涡轮发生器，至少包括一固定设置在空心转轴上的旋转机匣，其特征在于，
所述旋转机匣的上游段形成为压气机机匣段、中间段形成为燃烧室机匣段、下游段形成为涡轮机匣段，
所述压气机机匣段内设置一斜流压气机叶轮，所述斜流压气机叶轮各叶片固定设置在所述压气机机匣段内，所述燃烧室机匣段形成一旋转燃烧室，所述涡轮机匣段内设置一向心涡轮，所述向心涡轮各叶片固定设置在所述涡轮机匣段内，
所述斜流压气机叶轮各叶片的尾缘为没有任何后掠且具有厚度的楔形，且所述斜流压气机叶轮的至少部分叶片的尾缘上设有径向燃油喷射孔，各所述径向燃油喷射孔与设置在所述空心转轴内的燃油供应通道流体连通，
所述旋转燃烧室包括位于其上游的进口段以及位于所述进口段下游的台阶状突扩膨胀段，所述旋转燃烧室的进口段的内壁上设置有点火装置，所述旋转燃烧室的台阶状突扩膨胀段在其尾部收缩至与所述涡轮机匣段的进口光滑过渡连接。
2.根据权利要求1所述的高推重比燃气涡轮发生器，其特征在于，所述斜流压气机叶轮为不带扩压器的单级带冠斜流压气机叶轮，所述向心涡轮为无导叶单级带冠向心涡轮。
3.根据权利要求1所述的高推重比燃气涡轮发生器，其特征在于，所述旋转燃烧室的进口段整体呈渐扩状。
4.根据权利要求1所述的高推重比燃气涡轮发生器，其特征在于，所述旋转燃烧室的台阶状突扩膨胀段，其轴向长度大于所述旋转燃烧室的进口段的轴向长度。
5.根据权利要求1所述的高推重比燃气涡轮发生器，其特征在于，燃油通过所述空心转轴内的燃油供应通道从上游引入，并通过所述斜流压气机叶轮上的径向燃油喷射孔在离心力作用下向外喷射。
6.根据权利要求1所述的高推重比燃气涡轮发生器，其特征在于，所述旋转燃烧室进口段内的点火装置临近所述斜流压气机叶轮的尾缘布置。
7.根据权利要求1所述的高推重比燃气涡轮发生器，其特征在于，所述向心涡轮由陶瓷材料制成。
8.根据权利要求1所述的高推重比燃气涡轮发生器，其特征在于，所述斜流压气机叶轮由钛合金材料制成。
9.一种发动机，其特征在于，所述发动机包括上述权利要求1至8任一项所述的高推重比燃气涡轮发生器。
10.根据权利要求9所述的发动机，其特征在于，所述发动机为涡轮风扇发动机或涡轮喷气发动机。
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