CN117328998A - 一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞行器技术领域，具体公开一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机。所述伴随发动机，包括筒体、燃油喷嘴、旋流器、火焰筒和收扩喷管；所述筒体前经管路与主发动机机匣相连，引入主发动机的压气机后高压气体。本发明提供的伴随发动机，通过旋流器、火焰筒设计，引入压气机后高压气体燃烧后膨胀做功，产生矢量推力，无需增压部件和额外气源即能够提供100N矢量推力，在进气总温为520K，总压0.47MPa，燃料为航空煤油条件下，该伴随发动机流量为0.1Kg/s，燃烧室效率>98％，适合用于小型飞行器。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体公开一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机。
背景技术
矢量推进技术通过直接或间接施加侧向力，在不改变控制舵面的情况下增加飞行器机动能力，在导弹、战斗机上得到广泛应用。
常见的矢量推进装置包括矢量喷管、燃气舵等。矢量喷管由内流道结构、主承力结构、外罩结构和驱动结构组成，通过驱动装置带动内流道调节片运动，使喷流向一侧偏转从而形成侧向力。燃气舵在飞行器喷管后方布置舵面，通过倾斜舵面改变燃气方向，实现矢量推进。除此以外，还用通过侧面布置二次喷流或小型脉冲发动机，通过侧向喷射气流产生推力从而进行矢量推进的方法。
矢量喷管技术作动机构复杂，结构重量大、体积大，常使用液压系统驱动，驱动功率要求高。燃气舵系统虽然结构简单，但舵面对燃气存在阻力，气流偏转后流动损失较大，一般有10％左右推力损失。二次喷流和小型脉冲发动机需要额外空间存储喷射流体，推力不可调，且使用次数有限。因此，传统矢量推进技术不适用于高机动无人机。
小型无人机飞行器由于体积、重量约束，其矢量推进装置要求体积小、重量轻、流动损失小，可重复启动。现有技术不适用于小型无人机飞行器上，因此，需要开发一种全新的用于矢量推进的伴随发动机结构。
发明内容
本发明采用的技术方案如下：
一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，包括筒体1、燃油喷嘴2、旋流器3、火焰筒4和收扩喷管5；所述筒体1前经管路与主发动机机匣相连，引入主发动机的压气机后高压气体；
所述筒体1包括首段、中间段和尾段；所述筒体1中间段部分为轴对称筒型薄壁结构，所述筒体1的入口至中间段部分入口处的首段为逐渐扩张的台型薄壁结构，所述中间段部分后接筒体1尾段；所述筒体1尾段为内部中空的柱形结构，所述内部中空部分为逐渐收缩的台型，筒体1尾段后接有收扩喷管5；
所述收扩喷管5为内部中空的台形结构，所述中空部分包括收缩段和扩张段，为收缩段一端大、扩张段一端小的轴对称沙漏型，与筒体1尾段部分相接处至喷管出口的变化为先逐渐收缩后再扩张，横截面最小处靠近收扩喷管5的喷管出口一侧；
所述火焰筒4通过与筒体1尾段连接固定于筒体1内，火焰筒4与筒体1同轴且与筒体1中间段的筒壁之间设有等距空隙，火焰筒4出口端与收扩喷管5中空部分连通相接，火焰筒4入口端前接有旋流器3；火焰筒4壁面均布设有发散小孔，所述发散小孔间的轴向孔间距为1/8的火焰筒4总长度，所述发散小孔的横截面与发散小孔所在处的火焰筒4壁切面呈10～20°夹角；
所述旋流器3靠近火焰筒4一端的开口处对称均布地设有若干向旋流器3中心侧弯折的叶片，所述叶片与旋流器3轴心的夹角为35～45°；
所述叶片设计和能够改变来流空气的速度方向，形成有利于点火的回流区；所述火焰筒4和发散小孔设计使得气流一部分经旋流器3进入火焰筒4与油混合，另一部分从火焰筒4外侧，经发散小孔进入火焰筒4，起到冷却火焰筒4的作用；
所述燃油喷嘴2设置于旋流器3内部，与旋流器3同轴；所述燃油喷嘴2中心处接有油管，所述油管通过筒体1首段侧壁接于外部供油源。
优选地，所述引入主发动机的压气机后高压气体进气总温为520K，总压0.47Mpa。
优选地，所述燃油喷嘴2的油管外部供油源为航空煤油。
优选地，所述收扩喷管5的中空部分内壁面“Lee”样条曲线，收缩段和扩张段长度比为4:1。
优选地，所述旋流器3叶片共10个，与旋流器3轴心的夹角为40°。
优选地，所述火焰筒4壁面发散小孔间的轴向孔间距为1/8的火焰筒4总长度，共有8排小孔，最边上两排孔各距离火焰筒4边缘为1/16的火焰筒4总长度；发散小孔与所在处的火焰筒4壁切面呈15°夹角。
优选地，所述火焰筒4、收扩喷管5采用高温合金材料，其他部件采用不锈钢材料。
优选地，所述旋流器3采用3D打印技术成形，其他部件采用数控铣削加工。
优选地，所述筒体1前通过法兰连接管路；所述筒体1后通过法兰连接收扩喷管5。
进一步地，所述旋流器3、火焰筒4、喷管5之间通过焊接相连，燃油喷嘴2与油管焊接。
本发明取得的有益效果：
本发明提供的伴随发动机，通过旋流器、火焰筒设计，引入压气机后高压气体燃烧后膨胀做功，产生矢量推力，无需增压部件和额外气源即能够提供100N矢量推力，在进气总温为520K，总压0.47MPa，燃料为航空煤油条件下，该伴随发动机流量为0.1Kg/s，燃烧室效率>98％，适合用于小型飞行器。
附图说明
图1为本发明所述用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机的装置结构剖面示意图；
图2为本发明所述用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机与主发动机配合示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明确，结合以下实施例，对本发明进行进一步的详细说明。应当说明的是，本发明并不限于以下实施例。
实施例1
如图1～2所示，一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，包括筒体1、燃油喷嘴2、旋流器3、火焰筒4和收扩喷管5；所述筒体1前通过法兰连接管路与主发动机机匣相连，引入主发动机的压气机后高压气体。
所述筒体1包括首段、中间段和尾段；所述筒体1中间段部分为轴对称筒型薄壁结构，所述筒体1的入口至中间段部分入口处的首段为逐渐扩张的台型薄壁结构，所述中间段部分后接筒体1尾段；所述筒体1尾段为内部中空的柱形结构，所述内部中空部分为逐渐收缩的台型，筒体1尾段后通过法兰连接收扩喷管5；
所述收扩喷管5为内部中空的台形结构，所述中空部分包括收缩段和扩张段，为收缩段一端大、扩张段一端小的轴对称沙漏型，与筒体1尾段部分相接处至喷管出口的变化为先逐渐收缩后再扩张，壁面为“Lee”样条曲线，收缩段和扩张段长度比为4:1；
所述火焰筒4通过与筒体1尾段连接固定于筒体1内，火焰筒4与筒体1同轴且与筒体1中间段的筒壁之间设有等距空隙，火焰筒4出口端与收扩喷管5中空部分连通相接，火焰筒4入口端前接有旋流器3；火焰筒4壁面均布设有发散小孔，所述发散小孔间的轴向孔间距为1/8的火焰筒4总长度，所述发散小孔的横截面与发散小孔所在处的火焰筒4壁切面呈15°夹角；
所述旋流器3靠近火焰筒4一端的开口处对称均布地设有10个向旋流器3中心侧弯折的叶片，所述叶片与旋流器3轴心的夹角为40°；
所述叶片设计和能够改变来流空气的速度方向，形成有利于点火的回流区；所述火焰筒4和发散小孔设计使得气流一部分经旋流器3进入火焰筒4与油混合，另一部分从火焰筒4外侧，经发散小孔进入火焰筒4，起到冷却火焰筒4的作用；
所述燃油喷嘴2设置于旋流器3内部，与旋流器3同轴；所述燃油喷嘴2中心处接有油管，所述油管通过筒体1首段侧壁接于外部航空煤油。
所述火焰筒4、收扩喷管5采用高温合金材料，其他部件采用不锈钢材料；所述旋流器3采用3D打印技术成形，其他部件采用数控铣削加工。
伴随发动机布置于主发动机两侧，筒体1经管路与主发动机机匣相连，引入主发动机的压气机的管路气体分流的高压气体，经旋流器3进入火焰筒4内与喷嘴2的燃油混合燃烧，再由收扩喷管5膨胀排出，从而形成侧向矢量推力。所述叶片设计和能够改变来流空气的速度方向，形成有利于点火的回流区；所述火焰筒4和发散小孔设计使得气流一部分经旋流器3进入火焰筒4与航空煤油混合，另一部分气流从火焰筒4外侧，经发散小孔进入火焰筒4，起到冷却火焰筒4的作用，并同时保证充分燃烧。
经测试，在伴随发动机进气总温为520K、总压0.47MPa，燃料为航空煤油的条件下，该伴随发动机流量为0.1Kg/s，燃烧室效率达到98％以上。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，包括筒体(1)、燃油喷嘴(2)、旋流器(3)、火焰筒(4)和收扩喷管(5)；所述筒体(1)前经管路与主发动机机匣相连，引入主发动机的压气机后高压气体；
所述筒体(1)包括首段、中间段和尾段；所述筒体(1)中间段部分为轴对称筒型薄壁结构，所述筒体(1)的入口至中间段部分入口处的首段为逐渐扩张的台型薄壁结构，所述中间段部分后接筒体(1)尾段；所述筒体(1)尾段为内部中空的柱形结构，所述内部中空部分为逐渐收缩的台型，筒体(1)尾段后接有收扩喷管(5)；
所述收扩喷管(5)为内部中空的台形结构，所述中空部分包括收缩段和扩张段，为收缩段一端大、扩张段一端小的轴对称沙漏型，与筒体(1)尾段部分相接处至喷管出口的变化为先逐渐收缩后再扩张，横截面最小处靠近收扩喷管(5)的喷管出口一侧；
所述火焰筒(4)通过与筒体(1)尾段连接固定于筒体(1)内，火焰筒(4)与筒体(1)同轴且与筒体(1)中间段的筒壁之间设有等距空隙，火焰筒(4)出口端与收扩喷管(5)中空部分连通相接，火焰筒(4)入口端前接有旋流器(3)；火焰筒(4)壁面均布设有发散小孔，所述发散小孔间的轴向孔间距为1/8的火焰筒(4)总长度，所述发散小孔的横截面与发散小孔所在处的火焰筒(4)壁切面呈10～20°夹角；
所述旋流器(3)靠近火焰筒(4)一端的开口处对称均布地设有若干向旋流器(3)中心侧弯折的叶片，所述叶片与旋流器(3)轴心的夹角为35～45°；
所述叶片设计和能够改变来流空气的速度方向，形成有利于点火的回流区；所述火焰筒(4)和发散小孔设计使得气流一部分经旋流器(3)进入火焰筒(4)与油混合，另一部分从火焰筒(4)外侧，经发散小孔进入火焰筒(4)，起到冷却火焰筒(4)的作用；
所述燃油喷嘴(2)设置于旋流器(3)内部，与旋流器(3)同轴；所述燃油喷嘴(2)中心处接有油管，所述油管通过筒体(1)首段侧壁接于外部供油源。
2.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述引入主发动机的压气机后高压气体进气总温为520K，总压0.47Mpa。
3.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述燃油喷嘴(2)的油管外部供油源为航空煤油。
4.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述收扩喷管(5)的中空部分内壁面“Lee”样条曲线，收缩段和扩张段长度比为4:1。
5.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述旋流器(3)叶片共10个，与旋流器(3)轴心的夹角为40°。
6.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述火焰筒(4)壁面发散小孔间的轴向孔间距为1/8的火焰筒(4)总长度，共有8排小孔，最边上两排孔各距离火焰筒(4)边缘为1/16的火焰筒(4)总长度；发散小孔与所在处的火焰筒(4)壁切面呈15°夹角。
7.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述火焰筒(4)、收扩喷管(5)采用高温合金材料，其他部件采用不锈钢材料。
8.根据权利要求7所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述旋流器(3)采用3D打印技术成形，其他部件采用数控铣削加工。
9.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述筒体(1)前通过法兰连接管路；所述筒体(1)后通过法兰连接收扩喷管(5)。
10.根据权利要求9所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述旋流器(3)、火焰筒(4)、喷管(5)之间通过焊接相连，燃油喷嘴(2)与油管焊接。
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