CN113443150A - 一种紧凑型无人机涡喷发动机 - Google Patents

一种紧凑型无人机涡喷发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN113443150A
CN113443150A CN202111001028.3A CN202111001028A CN113443150A CN 113443150 A CN113443150 A CN 113443150A CN 202111001028 A CN202111001028 A CN 202111001028A CN 113443150 A CN113443150 A CN 113443150A
Authority
CN
China
Prior art keywords
shell
engine
unmanned aerial
aerial vehicle
aerogel
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111001028.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113443150B (zh
Inventor
胡巍
李红升
李宏君
邱少华
冯晓强
高辛
杨雯充
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aerospace Propulsion Institute filed Critical Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority to CN202111001028.3A priority Critical patent/CN113443150B/zh
Publication of CN113443150A publication Critical patent/CN113443150A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113443150B publication Critical patent/CN113443150B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • B64D33/10—Radiator arrangement
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Forklifts And Lifting Vehicles (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种涡喷发动机，具体涉及一种紧凑型无人机涡喷发动机，用于解决现有紧凑型无人机涡喷发动机由于发动机舱壳体与发动机的间隙较小，无法使用常规防热手段的不足之处。该紧凑型无人机涡喷发动机，包括发动机本体、壳体，以及设置在发动机本体上的安装框和吊点框，所述壳体包括上壳体、下壳体和两个侧板。本发明在发动机舱壳体内壁及接缝处设置气凝胶作为隔热材料，通过传热通道有效地将发动机的热量传导至无人机的表面，最终传递给大气。

Description

一种紧凑型无人机涡喷发动机
技术领域
本发明涉及一种涡喷发动机，具体涉及一种紧凑型无人机涡喷发动机。
背景技术
小型涡喷发动机具有能量密度高、热效率高的优点，因此被广泛应用于无人机、靶机、高级航模中，其主要部件有压气机、燃烧室和涡轮，空气进入发动机，在压气机内旋转压缩后引入燃烧室，点火燃烧后产生的高温高压燃气进入涡轮，推动其旋转并给压气机提供功率，涡轮出口的气流最终喷射到大气中。在此过程中，压气机的温度小于100℃，燃烧室外壁的温度约为360℃，涡轮后最高温度约750℃，如不能有效地进行防热，会造成飞行器结构及内部设备因温度过高而受损等问题。
目前，针对此类小型涡喷发动机，其发动机舱的防热措施大多采用在发动机舱壳体内侧布置隔热材料，并在发动机与壳体之间预留足够的间隙，或是在发动机与壳体之间布置通风冷却系统。然而，对于上述用于紧凑型无人机的小型涡喷发动机，其发动机舱壳体与发动机的间隙较小，无法使用常规的防热手段。
发明内容
本发明的目的是解决现有紧凑型无人机涡喷发动机由于发动机舱壳体与发动机的间隙较小，无法使用常规防热手段的不足之处，而提供一种紧凑型无人机涡喷发动机。
为了解决上述现有技术所存在的不足之处，本发明提供了如下技术解决方案：
一种紧凑型无人机涡喷发动机，包括发动机本体、壳体，以及设置在发动机本体上的安装框和吊点框，其特殊之处在于：
所述壳体包括上壳体、下壳体和两个侧板；
所述上壳体、下壳体分别位于发动机本体的上部和下部，上壳体、下壳体前端与安装框固定连接，中部与吊点框固定连接；所述上壳体、下壳体的外型面为气动型面；上壳体、下壳体的内壁除去与吊点框连接处，其余部分均设置有厚度不小于2mm的气凝胶，且气凝胶与发动机本体之间存在厚度不小于2mm的间隙；
所述两个侧板分别位于发动机本体两侧，侧板内壁设置有厚度不小于5mm的气凝胶，且气凝胶与发动机本体之间存在厚度不小于3mm的间隙；侧板前端与安装框固定连接，侧板的上端、下端分别与上壳体、下壳体固定连接，连接处设置有厚度不小于5mm的气凝胶；侧板中部与吊点框固定连接，连接处设置有厚度不小于3mm的气凝胶。
进一步地，所述上壳体与两个侧板上端连接处设有与侧板上端侧面适配的第一连接面，第一连接面与侧板上端侧面之间设置有厚度不小于5mm的气凝胶；所述下壳体与两个侧板下端连接处设有与侧板下端侧面适配的第二连接面，第二连接面与侧板下端侧面之间设置有厚度不小于5mm的气凝胶。
进一步地，所述下壳体上设有向外凸出的凸台，用于容纳发动机本体上的凸出部分。
进一步地，所述上壳体、下壳体远离安装框的一端为锥角相同的半锥形，便于提高涡流的稳定输出，进一步提高发动机的效率。
进一步地，所述侧板为类等腰三角形，定义其底边为侧板前端，两个等边分别为侧板上端和侧板下端，两个等边为形状相同，并向后逐渐收缩的弧线形。
进一步地，所述侧板上设有多个减重孔和加强筋，用于减重的同时保持强度。
进一步地，所述安装框、吊点框通过螺栓固定在发动机本体上；所述上壳体、下壳体和两个侧板通过螺钉分别固定在安装框和吊点框上；所述两个侧板通过螺钉分别与上壳体、下壳体连接。
进一步地，所述上壳体、下壳体和吊点框均采用耐高温钢材。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明在发动机舱壳体内壁及接缝处设置气凝胶作为隔热材料，通过传热通道有效地将发动机的热量传导至无人机的表面，最终传递给大气，本发明对壳体与发动机之间的间距要求较小，无需布置通风冷却系统，可有效降低无人机系统复杂性，并减小无人机外包络，提升无人机的性能。
附图说明
图1为本发明一个实施例的爆炸结构示意图；
图2为图1中A处结构的放大图；
图3为图1实施例的结构示意图；
图4为图3沿对称面的剖面结构示意图；
图5为图4的B-B向剖视结构示意图。
附图标记说明如下：1-发动机本体；2-壳体，21-上壳体，22-下壳体，23-侧板，24-第一连接面，25-第二连接面，26-凸台；3-安装框；4-吊点框。
具体实施方式
下面结合附图和示例性实施例对本发明作进一步地说明。
参照图1至图5，一种紧凑型无人机涡喷发动机，包括发动机本体1、壳体2，以及固定在发动机本体1上的安装框3和吊点框4。
所述壳体2包括上壳体21、下壳体22和两个侧板23；所述上壳体21、下壳体22分别位于发动机本体1的上部和下部，上壳体21、下壳体22一端通过螺钉与安装框3固定连接，上壳体21、下壳体22中部通过螺钉与吊点框4固定连接；所述上壳体21、下壳体22的内壁除去与吊点框4连接处，其余部分均设置有厚度为2mm的气凝胶；所述上壳体21、下壳体22的外型面为气动型面，用于减小空气阻力，并且上壳体21、下壳体22远离安装框的一端为锥角相同的半锥形，便于提高涡流的稳定输出，进一步提高发动机的效率；上述设置螺钉处均加有隔热垫片。
上壳体21、下壳体22内壁的气凝胶与发动机本体1之间存在厚度不小于2mm的间隙，其中为了与无人机进气道对接，上壳体21位于安装框3与吊点框4之间部分内壁的气凝胶距离发动机本体1的间隙应根据无人机尺寸设计，上壳体21其余部分内壁的气凝胶以及下壳体22内壁的气凝胶距离发动机本体1的间隙为2mm。
所述下壳体22上设有两个向外凸出的凸台26，两个凸台26沿所述紧凑型无人机涡喷发动机的对称面对称分布，用于容纳发动机本体1上的两个突出部。
所述两个侧板23分别位于发动机本体1两侧，侧板23内壁设置有厚度为5mm的气凝胶，且气凝胶与发动机本体1之间存在3mm的间隙；侧板23为类等腰三角形，定义其底边为侧板23前端，两个等边分别为侧板23上端和侧板23下端，两个等边为形状相同，并向后逐渐收缩的弧线形，其底边与安装框3固定连接；所述上壳体21设有与侧板23上端侧面适配的第一连接面24，侧板23上端侧面与第一连接面24固定连接，连接处设置有厚度为5mm的气凝胶；所述下壳体22设有与侧板23下端侧面适配的第二连接面25，侧板23下端侧面与第二连接面25固定连接，连接处设置有厚度为5mm的气凝胶；侧板23中部通过螺钉与吊点框4固定连接，连接处设置有厚度为3mm的气凝胶；上述设置螺钉处均加有隔热垫片。
侧板23上设有多个减重孔和加强筋，用于减重的同时保持强度，设置气凝胶后，再设置减重孔，并且不破坏侧板23内壁的气凝胶。
本发明在上壳体21、下壳体22内壁除与吊点框4连接处的其余部分、两个侧板23内壁、第一连接面24和第二连接面25均设置有气凝胶用于隔热，因此形成了从发动机本体1至吊点框4至上壳体21和下壳体22外表面的传热通道；发动机本体1工作产生的辐射热会从发动机本体1表面由吊点框4传递至上壳体21和下壳体22外表面，最终将热量传递至大气中，避免了辐射热传导到无人机的其他舱段，本发明对壳体与发动机之间的间距要求较小，解决了现有紧凑型无人机涡喷发动机由于发动机舱壳体与发动机的间隙较小，无法使用常规防热手段的不足之处。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述各实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。

Claims (8)

1.一种紧凑型无人机涡喷发动机，包括发动机本体（1）、壳体（2），以及设置在发动机本体（1）上的安装框（3）和吊点框（4），其特征在于：
所述壳体（2）包括上壳体（21）、下壳体（22）和两个侧板（23）；
所述上壳体（21）、下壳体（22）分别位于发动机本体（1）的上部和下部，上壳体（21）、下壳体（22）前端与安装框（3）固定连接，中部与吊点框（4）固定连接；所述上壳体（21）、下壳体（22）的外型面为气动型面；上壳体（21）、下壳体（22）的内壁除去与吊点框（4）连接处，其余部分均设置有厚度不小于2mm的气凝胶，且气凝胶与发动机本体（1）之间存在厚度不小于2mm的间隙；
所述两个侧板（23）分别位于发动机本体（1）两侧，侧板（23）内壁设置有厚度不小于5mm的气凝胶，且气凝胶与发动机本体（1）之间存在厚度不小于3mm的间隙；侧板（23）前端与安装框（3）固定连接，侧板（23）的上端、下端分别与上壳体（21）、下壳体（22）固定连接，连接处设置有厚度不小于5mm的气凝胶；侧板（23）中部与吊点框（4）固定连接，连接处设置有厚度不小于3mm的气凝胶。
2.根据权利要求1所述的一种紧凑型无人机涡喷发动机，其特征在于：所述上壳体（21）与两个侧板（23）上端连接处设有与侧板（23）上端侧面适配的第一连接面（24），第一连接面（24）与侧板（23）上端侧面之间设置有厚度不小于5mm的气凝胶；所述下壳体（22）与两个侧板（23）下端连接处设有与侧板（23）下端侧面适配的第二连接面（25），第二连接面（25）与侧板（23）下端侧面之间设置有厚度不小于5mm的气凝胶。
3.根据权利要求2所述的一种紧凑型无人机涡喷发动机，其特征在于：所述下壳体（22）上设有向外凸出的凸台（26）。
4.根据权利要求3所述的一种紧凑型无人机涡喷发动机，其特征在于：所述上壳体（21）、下壳体（22）远离安装框（3）的一端为锥角相同的半锥形。
5.根据权利要求4所述的一种紧凑型无人机涡喷发动机，其特征在于：所述侧板（23）为类等腰三角形，定义其底边为侧板（23）前端，两个等边分别为侧板（23）上端和侧板下端，两个等边为形状相同，并向后逐渐收缩的弧线形。
6.根据权利要求5所述的一种紧凑型无人机涡喷发动机，其特征在于：所述侧板（23）上设有多个减重孔和加强筋。
7.根据权利要求1至6任一所述的一种紧凑型无人机涡喷发动机，其特征在于：所述安装框（3）、吊点框（4）通过螺栓固定在发动机本体（1）上；所述上壳体（21）、下壳体（22）和两个侧板（23）通过螺钉分别固定在安装框（3）和吊点框（4）上；所述两个侧板（23）通过螺钉分别与上壳体（21）、下壳体（22）连接。
8.根据权利要求7所述的一种紧凑型无人机涡喷发动机，其特征在于：所述上壳体（21）、下壳体（22）和吊点框（4）均采用耐高温钢材。
CN202111001028.3A 2021-08-30 2021-08-30 一种紧凑型无人机涡喷发动机 Active CN113443150B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111001028.3A CN113443150B (zh) 2021-08-30 2021-08-30 一种紧凑型无人机涡喷发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111001028.3A CN113443150B (zh) 2021-08-30 2021-08-30 一种紧凑型无人机涡喷发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113443150A true CN113443150A (zh) 2021-09-28
CN113443150B CN113443150B (zh) 2021-11-23

Family

ID=77818943

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111001028.3A Active CN113443150B (zh) 2021-08-30 2021-08-30 一种紧凑型无人机涡喷发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113443150B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101365870A (zh) * 2005-08-01 2009-02-11 西科尔斯基飞机公司 红外辐射抑制系统
US20120308369A1 (en) * 2011-05-31 2012-12-06 Mra Systems, Inc. Laminate thermal insulation blanket for aircraft applications and process therefor
CN103538720A (zh) * 2013-09-30 2014-01-29 中国人民解放军国防科学技术大学 一种进气道防隔热装置
CN107654296A (zh) * 2016-06-08 2018-02-02 Mra系统有限责任公司 隔热包层以及隔热包层组件
US20190010866A1 (en) * 2017-07-10 2019-01-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Cooling System In A Hybrid Electric Propulsion Gas Turbine Engine For Cooling Electrical Components Therein
CN110312853A (zh) * 2017-02-24 2019-10-08 Mra系统有限责任公司 声学衬里和形成声学衬里的方法
CN112829955A (zh) * 2021-03-03 2021-05-25 上海机电工程研究所 一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101365870A (zh) * 2005-08-01 2009-02-11 西科尔斯基飞机公司 红外辐射抑制系统
US20120308369A1 (en) * 2011-05-31 2012-12-06 Mra Systems, Inc. Laminate thermal insulation blanket for aircraft applications and process therefor
CN103538720A (zh) * 2013-09-30 2014-01-29 中国人民解放军国防科学技术大学 一种进气道防隔热装置
CN107654296A (zh) * 2016-06-08 2018-02-02 Mra系统有限责任公司 隔热包层以及隔热包层组件
CN110312853A (zh) * 2017-02-24 2019-10-08 Mra系统有限责任公司 声学衬里和形成声学衬里的方法
US20190010866A1 (en) * 2017-07-10 2019-01-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Cooling System In A Hybrid Electric Propulsion Gas Turbine Engine For Cooling Electrical Components Therein
CN112829955A (zh) * 2021-03-03 2021-05-25 上海机电工程研究所 一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN113443150B (zh) 2021-11-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6553762B2 (en) Exhaust gas turbocharger for an internal combustion engine
WO2021254130A1 (zh) 动力电池总成及车辆
CN106450567B (zh) 一种电动汽车电池热管理系统
US11236768B2 (en) Exhaust gas recirculation compressor inlet thermal separation system
CN113443150B (zh) 一种紧凑型无人机涡喷发动机
CN109473577A (zh) 一种散热效果好的锂离子电池模组的壳体
CN102050010A (zh) 后置客车发动机舱强制排风散热结构
CN219873853U (zh) 箱体、电池包及用电装置
CN106132180B (zh) 一种充电桩散热风道结构
CN214378706U (zh) 一种车载动力电池包结构
CN209925051U (zh) 一种曲轴箱通风结构
CN111823953A (zh) 一种涡流冷却的动力电池热管理技术
CN111613852A (zh) 一种液冷式电池包通风辅助散热装置及控制方法
CN211819607U (zh) 车用发动机排气系统的防爆隔热罩
CN201951230U (zh) 后置客车发动机舱强制排风散热结构
CN109511245B (zh) 一种直升机设备舱进排气散热结构
CN217062323U (zh) 一种新型汽车动力电池系统及应用其的新型电动汽车
CN220510103U (zh) 一种电动飞机用动力电池包
CN218934668U (zh) 一种用于汽车空压机的散热装置
CN215804792U (zh) 一种具有防爆功能的柴油发动机排气管
CN215333122U (zh) 一种变频发电机冷却风道
CN115075993B (zh) 一种粒子分离器内壁组件、粒子分离器
CN209976628U (zh) 一种汽车中冷器
WO2024045098A1 (zh) 前端结构以及车辆
JP2010275982A (ja) インタークーラおよびそれを用いた内燃機関

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant