CN114954964B - 一种喷管装置及航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本公开提供了一种喷管装置及包括该喷管装置的航空发动机，该喷管装置包括尾喷管和利用尾气发电的发电组件，所述尾喷管外侧壁具有容置所述发电组件的容纳空间，所述发电组件包括第一管路、发电机和与所述发电机传动连接的旋转装置，当所述喷管装置处在发电模式，所述旋转装置通过第一管路与所述尾喷管所具有的主管路连通，所述主管路的至少一部分尾气用于驱动所述旋转装置旋转；所述旋转装置包括叶轮和容置所述叶轮的壳体，当所述喷管装置处在发电模式，所述壳体的腔体通过所述第一管路与所述主管路连通；所述旋转装置还包括设在所述壳体上的排气管，所述排气管用于排出完成做功后的气体。

Description

一种喷管装置及航空发动机
技术领域
本公开涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种喷管装置及包括该喷管装置的航空发动机。
背景技术
目前，飞机的电力来源主要包括发动机、辅助动力装置和蓄电池。其中，辅助动力装置由安装在飞机尾部的小型涡轮发动机和发电机构成，当发动机失效的时候，由辅助动力装置为整个飞机提供电力，由于其发电量有限，无法满足飞机长时间地用电需求；在飞机发生极端情况，飞机发电机、辅助动力装置等全部失效时，蓄电池用于提供电能，但蓄电池存储的电量有限，只能保证向重要的设备和仪表提供电力，而且蓄电池一般也是通过发动机带动电动机为其充电，其储存的电能归根结底也是来源于发动机。因此，飞机巨大的电力需求主要由航空发动机提供；
现有技术中的航空发动机通过高压压气机提取能量转化电能，利用发动机主驱动轴上的齿轮引出横向驱动轴，驱动发动机外的发电机发电。这种发电方式降低了压气机稳定裕度，容易引起发动机的不稳定工作，且目前通过这种方式获取的能量不超过500kW，如果继续增加提取功率的量级，将导致发动机设计参数涡轮前温度显著提高、传动装置尺寸大、发电机重量高等问题。
此外,传统的航空发动机能量转化方式还包括利用尾喷管，通过气体在尾喷管内膨胀作动，将热能转化为动能，并高速向后喷出，进而发动机获得反作用推力。但这种能量转化的形式只能通过尾喷管获得推力，不能转化为飞机及发动机负载所需的电能形式。
发明内容
为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种喷管装置及航空发动机。
根据本公开的一个方面，一种喷管装置，包括：尾喷管和利用尾气发电的发电组件，所述尾喷管外侧壁具有容置所述发电组件的容纳空间，
所述发电组件包括第一管路、发电机和与所述发电机传动连接的旋转装置，当所述喷管装置处在发电模式，所述旋转装置通过第一管路与所述尾喷管所具有的主管路连通，所述主管路的至少一部分尾气用于驱动所述旋转装置旋转。
根据本公开的至少一个实施方式，所述旋转装置包括叶轮和容置所述叶轮的壳体，当所述喷管装置处在发电模式，所述壳体的腔体通过所述第一管路与所述主管路连通；
所述旋转装置还包括设在所述壳体上的排气管，所述排气管用于排出完成做功后的气体。
根据本公开的至少一个实施方式，所述尾喷管为S弯管，沿着所述尾气流向，所述S弯管的截面为圆形过渡到矩形，在圆形管过渡到矩形管的过渡段外侧构成所述容纳空间。
根据本公开的至少一个实施方式，所述喷管装置还包括用于控制所述第一管路的切换装置，当所述喷管装置处于发电模式，所述切换装置控制所述第一管路连通；
当所述喷管装置处于推力模式，所述切换装置控制所述第一管路关闭，所述尾喷管的尾气经所述主管路膨胀做功后进入大气。
根据本公开的至少一个实施方式，所述喷管装置还包括用于控制所述切换装置的控制单元，所述控制单元用于在所述发电模式，控制所述第一管路连通，且控制发动机增加供油量；用于在所述推力模式，控制所述第一管路关闭。
根据本公开的至少一个实施方式，所述叶轮的轴线与所述发电机的轴线垂直，所述叶轮的输出轴与所述发电机的输入轴通过锥齿轮副传动连接。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第一管路沿所述尾喷管中尾气流向的方向设置，所述第一管路与所述壳体的连接位置为所述壳体的中心位置。
根据本公开的至少一个实施方式，所述排气管与所述壳体在连接位置处相切。
一种航空发动机，所述航空发动机的尾喷管为前述任一项所述的喷管装置。
本发明的有益效果是：高温高压的尾气依次经主管路进口、第一管路进入旋转装置，冲击旋转装置旋转，从而带动发电机运转输出电能，同时，在主管路的主流路，高温高压气体膨胀做工产生推力，满足发动机的用电需求和推力需求，由于发电组件设于整个发动机的最末端，从而避免对航空发动机前端的压气机等产生影响。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是根据本公开的实施方式的喷管装置的示意图。
图2是图1所示的喷管装置的主视图。
图3是图1所示的喷管装置的俯视图。
附图标记：1-主管路进口；2-第一管路；3-切换装置；4-旋转装置；5-输出轴；6-锥齿轮副；7-驱动轴；8-发电机；9-排气管；10-S弯管；11-主管路出口。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
如图1至3所示，根据本公开的第一实施方式，提供了一种喷管装置，包括：尾喷管和利用尾气发电的发电组件，尾喷管外侧壁具有容置发电组件的容纳空间，
发电组件包括第一管路2、发电机8和与发电机8传动连接的旋转装置4，当喷管装置处在发电模式，旋转装置4通过第一管路2与尾喷管所具有的主管路连通，主管路的至少一部分尾气用于驱动旋转装置4旋转。
尾喷管可制作为在发电组件处弯曲形成容纳空间的形状。根据本公开的一个实施方式，如图2所示，尾喷管为S弯管10，沿着尾气流向，S弯管10的截面为圆形过渡到矩形，在圆形管过渡到矩形管的过渡段外侧构成容纳空间。
旋转装置4可为涡轮等能被尾气冲击旋转的部件，根据本公开的一个实施方式，旋转装置4可包括叶轮和容置叶轮的壳体，当喷管装置处在发电模式，壳体的腔体通过第一管路2与主管路连通；
旋转装置4还包括设在壳体上的排气管9，排气管9用于排出完成做功后的气体。
如图2和3所示，叶轮中心处固定有输出轴5，输出轴5伸至壳体外，输出轴5可直接与发电机8连接，也可通过传动结构等与发电机8连接。
根据本公开的一个实施方式，叶轮的轴线与发电机8的轴线垂直，叶轮的输出轴5与发电机8的输入轴通过锥齿轮副6传动连接。避免发电机8和叶轮沿一个方向布置导致该方向尺寸过大无法安装在容纳空间内的技术问题。
根据本公开的一个实施方式，如图2所示，喷管装置还可包括用于控制第一管路2的切换装置3，当喷管装置处于发电模式，切换装置3控制第一管路2连通；
当喷管装置处于推力模式，切换装置3控制第一管路2关闭，尾喷管的尾气经主管路膨胀做功后进入大气。
可通过切换装置3切换本喷管装置的工作模式，从而在飞机本身电能充足情况下，关闭本喷管装置中的发电组件，以节约燃油。切换装置3可为阀门等现有技术。
根据本公开的一个实施方式，喷管装置还包括用于控制切换装置3的控制单元，控制单元用于在发电模式，控制第一管路2连通，且控制发动机增加供油量；用于在推力模式，控制第一管路2关闭。控制单元可为与航空发动机的控制系统通信连接的单片机等现有控制器，也可直接通过航空发动机的控制系统控制切换装置3。
根据本公开的一个实施方式，如图1和3所示，第一管路2沿尾喷管中尾气流向的方向设置，第一管路2与壳体的连接位置为壳体的中心位置。
根据本公开的一个实施方式，如图1和3所示，排气管9与壳体在连接位置处相切。
工作原理：
当飞机向发动机提出电力和推力双向需求时，控制单元控制切换装置3动作，使第一管路2连通，此时，高温高压尾气从主管路进口1流入S弯管10，并分成两部分分别工作，一部分尾气流经主管路，膨胀做功产生推力，并从主管路出口11排出，进入大气环境；另外一部分尾气经第一管路2进入壳体内，冲击安装在该壳体内的叶轮旋转，通过连接叶轮的输出轴5带动锥齿轮副6运行，继而通过驱动轴7带动发电机8运转产生高品质电能，供飞机负载或高能武器使用，随后尾气从排气管9喷出，进入大气；此时，为了保证飞机对发动机的推力需求，发动机根据负载增加适度增加燃油供给量，使发动机的进气流量增加，以维持主管路的流量保持不变，从而通过可实现推进与电能输出的“双能”喷管装置，实现高温高压气体热能向推力和高品质电能的同时转化。当飞机仅向发动机提出推力需求时，控制单元控制切换装置3工作，使第一管路2关闭，发电机8处于非运转状态，此时，高温高压尾气从主管路进口1流入S弯管10，在S弯管10内膨胀做功产生推力，并从主管路出口11排出，进入大气环境，发动机获得所需推力。
本发明还提供了一种航空发动机，该航空发动机的尾喷管为前述任一项的喷管装置。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (7)

1.一种喷管装置，其特征在于，包括：尾喷管和利用尾气发电的发电组件，所述尾喷管外侧壁具有容置所述发电组件的容纳空间，
所述发电组件包括第一管路（2）、发电机（8）和与所述发电机（8）传动连接的旋转装置（4），当所述喷管装置处在发电模式，所述旋转装置（4）通过第一管路（2）与所述尾喷管所具有的主管路连通，所述主管路的至少一部分尾气用于驱动所述旋转装置（4）旋转；
所述旋转装置（4）包括叶轮和容置所述叶轮的壳体，当所述喷管装置处在发电模式，所述壳体的腔体通过所述第一管路（2）与所述主管路连通；
所述旋转装置（4）还包括设在所述壳体上的排气管（9），所述排气管（9）用于排出完成做功后的气体;
所述尾喷管为S弯管（10），沿着所述尾气流向，所述S弯管（10）的截面为圆形过渡到矩形，在圆形管过渡到矩形管的过渡段外侧构成所述容纳空间；
当所述喷管装置处在发电模式，高温高压尾气从主管路进口(1)流入S弯管(10)，并分成两部分分别工作，一部分尾气流经主管路，膨胀做功产生推力，并从主管路出口(11)排出，进入大气环境；另外一部分尾气经第一管路(2)进入壳体内，冲击安装在该壳体内的叶轮旋转。
2.如权利要求1所述的喷管装置，其特征在于，所述喷管装置还包括用于控制所述第一管路（2）的切换装置（3），当所述喷管装置处于发电模式，所述切换装置（3）控制所述第一管路（2）连通；
当所述喷管装置处于推力模式，所述切换装置（3）控制所述第一管路（2）关闭，所述尾喷管的尾气经所述主管路膨胀做功后进入大气。
3.如权利要求2所述的喷管装置，其特征在于，所述喷管装置还包括用于控制所述切换装置（3）的控制单元，所述控制单元用于在所述发电模式，控制所述第一管路（2）连通，且控制发动机增加供油量；用于在所述推力模式，控制所述第一管路（2）关闭。
4.如权利要求1所述的喷管装置，其特征在于，所述叶轮的轴线与所述发电机（8）的轴线垂直，所述叶轮的输出轴（5）与所述发电机（8）的输入轴通过锥齿轮副（6）传动连接。
5.如权利要求1所述的喷管装置，其特征在于，所述第一管路（2）沿所述尾喷管中尾气流向的方向设置，所述第一管路（2）与所述壳体的连接位置为所述壳体的中心位置。
6.如权利要求1所述的喷管装置，其特征在于，所述排气管（9）与所述壳体在连接位置处相切。
7.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机的尾喷管为权利要求1-6任一项所述的喷管装置。
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