CN208651000U - 一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，其结构包括监测箱、安装铰链座、安装块、燃料进管、引流罩、进气道、涡叶、连接环、燃烧室、涡轮机组，本实用新型一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，在结构上设置了监测箱，燃烧室将空气和燃料加压燃烧，使涡轮机组转动，产生推力，当涡轮机组转速不足时，转速传感器感应，并将电信号输送给控制器，控制器为斥力板通电，斥力加强，将移动块推向左边，移动块通过第一传动齿轮与第二传动齿轮的旋转带动导电杆下压，连接信息处理器和电源，信息处理器通电，将信号发送到驾驶员处，驾驶员加大对燃烧室的燃料通入，涡轮机组快速旋转，实时监测涡扇转速，并为其提速，使其快速旋转。

Description

一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置

技术领域

本实用新型是一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，属于飞机发动机领域。

背景技术

涡轮风扇发动机，又称“涡扇发动机”，是指由喷管喷射出的燃气与风扇排出的空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机，由压气机、燃烧室、髙压涡轮(驱动压气机)、低压涡轮(驱动风扇)和排气系统组成，其中前3部分称为“核心机”，由核心机流出的燃气中的可用能量，一部分用于带动低压涡轮以驱动风扇，一部分在喷管中用以加速喷出的燃气。

现有技术公开了申请号为：CN201420220124.6的一种涡扇发动机的喷流装置，其中，所述涡扇发动机包括外涵、核心机舱、内涵以及尾锥，所述涡扇发动机还设有穿过尾锥内部的射流引气管，且在所述外涵的内壁上设有外涵引气进口，在所述尾锥上设有射流喷嘴，所述射流引气管的进气口与所述核心机舱内流体连通，且所述射流引气管的出口与所述射流喷嘴流体连通，使得来自所述外涵引气口的气流的一部分能够流至所述射流引气管的进气口，并经由所述射流引气管从所述射流喷嘴流出，但是该现有技术难以在飞行时实时监测涡扇转速，并为其提速，使其快速旋转。

实用新型内容

针对现有技术存在的不足，本实用新型目的是提供一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，以解决的该现有技术难以在飞行时实时监测涡扇转速，并为其提速，使其快速旋转的问题。

为了实现上述目的，本实用新型是通过如下的技术方案来实现：一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，其结构包括监测箱、安装铰链座、安装块、燃料进管、引流罩、进气道、涡叶、连接环、燃烧室、涡轮机组，所述监测箱右侧表面嵌入安装于燃烧室左侧表面，所述安装铰链座与进气道为一体化结构，所述安装块上表面焊接于涡轮机组下表面，所述涡叶与进气道间隙配合，所述连接环与进气道为一体化结构，所述燃烧室通过连接环与进气道相连接，所述涡轮机组与燃烧室为一体化结构，所述监测箱包括信号发射杆、信息处理器、导电杆、第一传动齿轮、第二传动齿轮、转速传感器、斥力板、移动块、控制器、复位弹簧、滑轮、电源，所述信号发射杆与信息处理器电连接，所述信息处理器与导电杆间隙配合，所述导电杆通过第一传动齿轮与第二传动齿轮相连接，所述第一传动齿轮与第二传动齿轮相啮合，所述第二传动齿轮与移动块相啮合，所述转速传感器与控制器相互平行，所述斥力板左侧表面与移动块右侧表面相贴合，所述移动块通过第二传动齿轮与第一传动齿轮相连接，所述控制器与斥力板电连接，所述复位弹簧左侧表面焊接于移动块右侧表面，所述滑轮上表面与移动块下表面相贴合，所述电源设于信息处理器的下方。

进一步地，所述信息处理器与进气道相互平行。

进一步地，所述燃料进管贯穿于燃烧室。

进一步地，所述引流罩背面嵌入安装于涡叶正面。

进一步地，所述进气道与燃烧室位于同一轴线。

进一步地，所述转速传感器型号为HF3223型，具有线性度好、抗干扰能力强、便于配数字电路或单片机、价格低等优点。

进一步地，所述控制器型号为KY02S标准型控制器，优点为价额低廉，损坏后容易更换。

有益效果

本实用新型一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，在结构上设置了监测箱，通过安装铰链座与安装块将发动装置安装在飞机上，空气从进气道进入，燃烧室将空气和燃料加压燃烧，使涡轮机组转动，产生推力，当涡轮机组转速不足时，转速传感器感应，并将电信号输送给控制器，控制器为斥力板通电，斥力加强，将移动块推向左边，移动块通过第一传动齿轮与第二传动齿轮的旋转带动导电杆下压，连接信息处理器和电源，信息处理器通电，将信号发送到驾驶员处，驾驶员加大对燃烧室的燃料通入，涡轮机组快速旋转，实时监测涡扇转速，并为其提速，使其快速旋转。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本实用新型一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置的结构示意图；

图2为本实用新型监测箱的剖面结构示意图。

图中：监测箱-1、安装铰链座-2、安装块-3、燃料进管-4、引流罩-5、进气道-6、涡叶-7、连接环-8、燃烧室-9、涡轮机组-10、信号发射杆-101、信息处理器-102、导电杆-103、第一传动齿轮-104、第二传动齿轮-105、转速传感器-106、斥力板-107、移动块-108、控制器-109、复位弹簧-110、滑轮-111、电源-112。

具体实施方式

为使本实用新型实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本实用新型。

请参阅图1、图2，本实用新型提供一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置技术方案：其结构包括监测箱1、安装铰链座2、安装块3、燃料进管4、引流罩5、进气道6、涡叶7、连接环8、燃烧室9、涡轮机组10，所述监测箱1右侧表面嵌入安装于燃烧室9左侧表面，所述安装铰链座2与进气道6为一体化结构，所述安装块3上表面焊接于涡轮机组10下表面，所述涡叶7与进气道6间隙配合，所述连接环8与进气道6为一体化结构，所述燃烧室9通过连接环8与进气道6相连接，所述涡轮机组10与燃烧室9为一体化结构，所述监测箱1包括信号发射杆101、信息处理器102、导电杆103、第一传动齿轮104、第二传动齿轮105、转速传感器106、斥力板107、移动块108、控制器109、复位弹簧110、滑轮111、电源112，所述信号发射杆101与信息处理器102电连接，所述信息处理器102与导电杆103间隙配合，所述导电杆103通过第一传动齿轮104与第二传动齿轮105相连接，所述第一传动齿轮104与第二传动齿轮105相啮合，所述第二传动齿轮105与移动块108相啮合，所述转速传感器106与控制器109相互平行，所述斥力板107左侧表面与移动块108右侧表面相贴合，所述移动块108通过第二传动齿轮105与第一传动齿轮104相连接，所述控制器109与斥力板107电连接，所述复位弹簧110左侧表面焊接于移动块108右侧表面，所述滑轮111上表面与移动块108下表面相贴合，所述电源112设于信息处理器102的下方，所述信息处理器102与进气道6相互平行，所述燃料进管4贯穿于燃烧室9，所述引流罩5背面嵌入安装于涡叶7正面，所述进气道6与燃烧室9位于同一轴线，所述转速传感器106型号为HF3223型，具有线性度好、抗干扰能力强、便于配数字电路或单片机、价格低等优点，所述控制器109型号为KY02S标准型控制器，优点为价额低廉，损坏后容易更换。

本专利所说的复位弹簧110是一种利用弹性来工作的机械零件，用弹性材料制成的零件在外力作用下发生形变，除去外力后又恢复原状，一般用弹簧钢制成，所述信息处理器102是将信号以数字方式表示并处理，数字信号处理与模拟信号处理是信号处理的子集，数字信号处理的目的是对真实世界的连续模拟信号进行测量或滤波。

例如，小李通过安装铰链座2与安装块3将发动装置安装在飞机上，空气从进气道6进入，燃烧室9将空气和燃料加压燃烧，使涡轮机组10转动，产生推力，当涡轮机组10转速不足时，转速传感器106感应，并将电信号输送给控制器109，控制器109为斥力板107通电，斥力加强，将移动块108推向左边，移动块108通过第一传动齿轮104与第二传动齿轮105的旋转带动导电杆103下压，连接信息处理器102和电源112，信息处理器102通电，将信号发送到驾驶员处，驾驶员加大对燃烧室9的燃料通入，涡轮机组10快速旋转。

本实用新型解决了该现有技术难以在飞行时实时监测涡扇转速，并为其提速，使其快速旋转的问题，本实用新型通过上述部件的互相组合，实时监测涡扇转速，并为其提速，使其快速旋转。

以上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征和本实用新型的优点，对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (5)

1.一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，其特征在于：其结构包括监测箱(1)、安装铰链座(2)、安装块(3)、燃料进管(4)、引流罩(5)、进气道(6)、涡叶(7)、连接环(8)、燃烧室(9)、涡轮机组(10)，所述监测箱(1)右侧表面嵌入安装于燃烧室(9)左侧表面，所述安装铰链座(2)与进气道(6)为一体化结构，所述安装块(3)上表面焊接于涡轮机组(10)下表面，所述涡叶(7)与进气道(6)间隙配合，所述连接环(8)与进气道(6)为一体化结构，所述燃烧室(9)通过连接环(8)与进气道(6)相连接，所述涡轮机组(10)与燃烧室(9)为一体化结构，所述监测箱(1)包括信号发射杆(101)、信息处理器(102)、导电杆(103)、第一传动齿轮(104)、第二传动齿轮(105)、转速传感器(106)、斥力板(107)、移动块(108)、控制器(109)、复位弹簧(110)、滑轮(111)、电源(112)，所述信号发射杆(101)与信息处理器(102)电连接，所述信息处理器(102)与导电杆(103)间隙配合，所述导电杆(103)通过第一传动齿轮(104)与第二传动齿轮(105)相连接，所述第一传动齿轮(104)与第二传动齿轮(105)相啮合，所述第二传动齿轮(105)与移动块(108)相啮合，所述转速传感器(106)与控制器(109)相互平行，所述斥力板(107)左侧表面与移动块(108)右侧表面相贴合，所述移动块(108)通过第二传动齿轮(105)与第一传动齿轮(104)相连接，所述控制器(109)与斥力板(107)电连接，所述复位弹簧(110)左侧表面焊接于移动块(108)右侧表面，所述滑轮(111)上表面与移动块(108)下表面相贴合，所述电源(112)设于信息处理器(102)的下方。

2.根据权利要求1所述的一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，其特征在于：所述信息处理器(102)与进气道(6)相互平行。

3.根据权利要求1所述的一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，其特征在于：所述燃料进管(4)贯穿于燃烧室(9)。

4.根据权利要求1所述的一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，其特征在于：所述引流罩(5)背面嵌入安装于涡叶(7)正面。

5.根据权利要求1所述的一种能够快速旋转的航空航天涡扇发动装置，其特征在于：所述进气道(6)与燃烧室(9)位于同一轴线。