一种垂直起降飞行器用涡桨发动机的制作方法

本实用新型属涡桨发动机技术领域，特别涉及一种垂直起降飞行器用涡桨发动机。

背景技术：

飞行器发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为飞行器提供飞行所需动力；作为飞行器的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞行器的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。

目前，正在使用的垂直起降飞行器主要分为两大类：一是旋翼飞行器，二是固定翼飞行器；其中，旋翼飞行器主要有各型直升机、多旋翼无人机和倾转旋翼飞机等，固定翼飞行器主要有鹞式战斗机、f35b战斗机和雅克141战斗机等。

无论是旋翼飞行器，还是固定翼飞行器，它们在垂直起降和飞行时存在以下缺陷：一是在进行姿态转换过程中，容易出现平衡失效，姿态转换不稳定；二是容易受气流扰动导致螺旋桨失速；三是发动机的动力输出较低，发动机的推力和推进效率较低，导致飞行器在飞行速度、高度机动等方面收到了极大的限制；四是飞行器发动机的安全性、经济性、可靠性及稳定性较低。

为了解决上述问题，本实用新型设计一种飞行姿态转换稳定、动力输出较高、推进效率和稳定性较高的垂直起降飞行器用涡桨发动机。

技术实现要素：

本实用新型所采用的技术方案：

本实用新型采用的技术方案是利用燃气发生器和可转喷管组件的配合作用，且安装在发动机前部的旋翼部件和位于发动机后部的可转喷管组件的结合，有效提高垂直起降飞行器的推力和推进效率，确保飞行器在飞行时进行姿态转换时稳定性较强，飞行器在进行垂直起降时，可转喷口在喷管舵机和控制拉杆的拉动作用下朝下转动，使可转喷管组件有效产生垂直方向的推力；若飞行器在进行平稳飞行时，可转喷口呈水平方向布置，使其产生水平方向的推力。

一种垂直起降飞行器用涡桨发动机，包括燃气发生器和可转喷管组件；

所述燃气发生器包括进气壳、扩压器、轴套、外转子组件和内转子组件，以上部件为同轴布置；所述进气壳上设置有若干通孔，所述进气壳安装在扩压器的前端上，所述扩压器安装在所述轴套前端，所述轴套的外部设置有燃烧室，所述燃烧室外壁上开设有若干小孔，所述燃烧室外部设置有发动机外壳，所述燃烧室出口端与所述发动机外壳后端固定连接，所述发动机外壳上设置有点火器、圆形的燃油喷管和加力燃油喷管，所述点火器顶端延伸至所述燃烧室内部的环形腔内，所述燃油喷管和加力燃油喷管上均设置有若干喷嘴，且燃油喷管和加力燃油喷管分别位于所述燃烧室的前部和后部，且二者的进油管端固定在所述发动机外壳上，在连接所述加力燃油喷管的油路上安装有截止阀；

所述外转子包括中空的高压轴、离心叶轮、一级涡轮导向器和一级涡轮叶片，所述高压轴设置在所述轴套内部，且高压轴通过高压轴轴承与所述轴套两端连接，所述高压轴穿过所述扩压器，所述离心叶轮安装在所述高压轴前端，所述离心叶轮位于所述进气壳与扩压器之间，所述高压轴后端穿过所述一级涡轮导向器与所述一级涡轮叶片连接，所述一级涡轮导向器前端与所述燃烧室出口端固定连接；

所述内转子包括低压轴、二级涡轮导向器和二级涡轮叶片，所述低压轴设置在所述高压轴内部，且低压轴通过低压轴轴承与所述高压轴的两端连接，所述低压轴后端穿过所述二级涡轮导向器与所述二级涡轮叶片连接，所述二级涡轮导向器与所述一级涡轮导向器后端固定连接；

所述可转喷管组件包括尾喷管、可转喷口、喷管舵机和t形控制拉杆，所述二级涡轮导向器后端与所述尾喷管前端固定连接，所述尾喷管设计呈圆台结构，其由外壁和内壁构成，中间为环形通道，所述尾喷管外壁上设置有若干通气管，所述通气管的入口穿过所述发动机外壳后端，并与所述燃油喷管的喷嘴端相连通，所述尾喷管的左右出口端上均设置有与其转动连接的可转喷口，所述喷管舵机安装在所述尾喷管上，所述喷管舵机通过所述控制拉杆与所述可转喷口连接。

进一步的，所述进气壳上的通孔设计为椭圆形结构。

进一步的，还包括燃油供给机构，所述燃油供给机构包括燃油箱、燃油管和燃油泵，所述燃油箱通过燃油管分别与燃油喷管和加力燃油喷管的进油管端连接，所述燃油泵安装在所述燃油管上。

进一步的，还包括滑油润滑机构，所述滑油润滑机构包括进油管、滑油箱、滑油泵和出油管，所述进油管的出油端穿过所述轴套延伸至所述高压轴轴承的安装位置上，所述进油管的进油端穿过所述发动机外壳与所述滑油箱连通，所述滑油泵安装在所述进油管上，所述出油管的进口端所述轴套的背部上，所述出油管的出口端穿过所述发动机外壳与所述滑油箱连通。

进一步的，所述高压轴的两端对称开设有斜切孔，且在所述高压轴的中部开设有竖直孔。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型通过燃气发生器和可转喷管组件的配合设计，飞行器在进行垂直起降时，可转喷口在喷管舵机和控制拉杆的拉动作用下朝下转动，使可转喷管组件有效产生垂直方向的推力；若飞行器在进行平稳飞行时，可转喷口呈水平方向布置，使其产生水平方向的推力，发动机的推力可随着飞行器飞行的姿态转换而改变。

2、燃气发生器采用采用双转子结构，启动方便，运行中发动机功率受负载影响小，故障停机概率降低。

3、可转喷管组件作为发动机的加力燃烧室，通气管和加力燃油喷管的喷嘴连通，有效产生雾化效果，使加力燃烧室的燃气燃烧更加充分，能有效提供较为稳定的推力。

4、本实用新型的应用可以有效提高涡桨发动机的动力输出，大幅度提高了发动机的推力和推进效率，获得更好的动力性能。

5、本实用新型提高了飞行器的续航里程，并提高了飞行器飞行时的安全性、可靠性和稳定性。

附图说明

图1为本实用新型的整体结构示意图；

图2为本实用新型的分解图；

图3为本实用新型的剖视图；

图4为本实用新型的可转喷管组件的结构示意图；

图5为本实用新型的滑油润滑机构的结构示意图；

图6为本实用新型的燃油供给机构的原理示意图；

图7为本实用新型滑油润滑机构的原理示意图；

图中：1、燃气发生器；2、可转喷管组件；3、进气壳；4、离心叶轮；5、扩压器；6、发动机外壳；7、燃烧室；8、点火器；9、一级涡轮导向器；10、一级涡轮叶片；11、二级涡轮导向器；12、二级涡轮叶片；13、高压轴；14、低压轴；15、轴套；16、高压轴轴承；17、连接螺母；18、低压轴轴承；19、燃油喷管；20、加力燃油喷管；21、滑油泵；22、叶轮锁紧螺母；23、尾喷管；24、通气管；25、可转喷口；26、薄壁轴承；27、控制拉杆；28、喷管舵机；29、通孔；30、进油管；31、出油管；32、燃油箱；33、燃油泵；34、燃油管；35、截止阀；36、斜切孔；37、竖直孔；38、滑油箱。

具体实施方式

为了更好理解本实用新型技术内容，下面提供具体实施例，并结合附图对本实用新型做进一步的说明。

参见图1至7，本实用新型提供一种垂直起降飞行器用涡桨发动机，包括燃气发生器1和可转喷管组件2；

燃气发生器1包括进气壳3、扩压器5、轴套15、外转子组件和内转子组件，以上部件为同轴布置；进气壳3上设置有若干通孔29，进气壳3安装在扩压器5的前端上，扩压器5安装在轴套15前端，轴套15的外部设置有燃烧室7，燃烧室7外壁上开设有若干小孔，燃烧室7外部设置有发动机外壳6，燃烧室7出口端与发动机外壳6后端固定连接，发动机外壳6上设置有点火器8、圆形的燃油喷管19和加力燃油喷管20，点火器8顶端延伸至燃烧室7内部的环形腔内，燃油喷管19和加力燃油喷管20上均设置有若干朝右的喷嘴，燃油喷管19和加力燃油喷管20分别位于燃烧室7的前部和后部，且二者的进油管30端固定在发动机外壳6上，在连接所述加力燃油喷管20的油路上安装有截止阀35；

外转子包括中空的高压轴13、离心叶轮4、一级涡轮导向器9和一级涡轮叶片10，高压轴13的长度比轴套15的长度长，高压轴13设置在轴套15内部，且高压轴13通过高压轴轴承16与轴套15两端连接，高压轴13套设在高压轴轴承16的内圈，轴套15的端部与高压轴轴承16的外圈固定连接，高压轴13穿过扩压器5，离心叶轮4安装在高压轴13前端，离心叶轮4位于进气壳3与扩压器5之间，高压轴13后端穿过一级涡轮导向器9与一级涡轮叶片10连接，具体的，一级涡轮叶片10通过叶轮锁紧螺母22与高压轴13后端固定连接，一级涡轮叶片10位于一级涡轮导向器9后端，一级涡轮导向器9前端与燃烧室7出口端固定连接；

内转子包括低压轴14、二级涡轮导向器11和二级涡轮叶片12，低压轴14和高压轴13同轴安装，低压轴14的长度比高压轴13的长度长，低压轴14设置在高压轴13内部，且低压轴14通过低压轴轴承18与高压轴的两端连接，二者之间通过连接螺母17和低压轴轴承18连接，具体的，低压轴14套设在低压轴轴承18的内圈，高压轴13的端部与低压轴轴承18的外圈固定连接，低压轴14后端穿过二级涡轮导向器11与二级涡轮叶片12连接，具体的，二级涡轮叶片12通过叶轮锁紧螺母22与低压轴14后端固定连接，二级涡轮叶片12位于二级涡轮导向器11后端，二级涡轮导向器11与一级涡轮导向器9后端固定连接；

可转喷管组件2在飞行器进行垂直起降或加速阶段作为加力燃烧室，有效为飞行器提供推力，具体的，可转喷管组件2包括尾喷管23、可转喷口25、喷管舵机28和t形控制拉杆27，二级涡轮导向器11后端与尾喷管23前端固定连接，尾喷管23设计呈圆台结构，其由外壁和内壁构成，中间为环形通道，尾喷管23外壁上设置有6根通气管24，通气管24的入口穿过发动机外壳6后端，并与燃油喷管19的喷嘴端相连通，尾喷管23的左右出口端上均设置有与其转动连接的可转喷口25，具体的，尾喷管23和可转喷口25之间采用薄壁轴承26连接，尾喷管23的左右出口端安装在薄壁轴承26的内圈，可转喷口25的台阶部位安装在轴承的外圈上，其中，尾喷管23的左右出口端朝可转喷口25内部延伸至一定的长度，且两者的管径相差1mm，发动机正常工作时，由于燃气的引射作用，外部的冷空气从薄壁轴承26的滚珠间的空隙进入可转喷口25内，启动了冷却轴承的作用，有效防止薄壁轴承26长时间工作过热，容易造成转动卡死的现象，喷管舵机28安装在尾喷管23上，喷管舵机28通过控制拉杆27与可转喷口25连接，用于控制其转动，转动范围在水平方向和竖直向下之间(即0～90°)，发动机在进行垂直起降时，可转喷口25朝下；若发动机正常工作时，可转喷口25转至水平方向。

具体的，进气壳3上的通孔29设计为椭圆形结构；有效保证进气壳3有足够空气的填充量。

具体的，还包括燃油供给机构，燃油供给机构包括燃油箱32、燃油管34和燃油泵33，燃油箱32通过燃油管34分别与燃油喷管19和加力燃油喷管20的进油管30端连接，燃油泵33安装在燃油管34上；所述油路为燃油管34(即在连接加力燃油喷管20的燃油管34上安装有截止阀35)，燃油泵33将燃油从燃油箱32中抽出，经过燃油喷管19和加力燃油喷管20分别进入燃烧室7和尾喷管23，当飞行器进行垂直起降或者加速阶段工作时，燃油管34上的截止阀35打开，燃油从加力燃油喷管20喷出，并与进入通气管24的空气充分混合，混合后的油气经过通气管24进入可转喷管燃烧最后排出，当飞行器正常巡航时，截止阀35关闭，通气管24中仅流通空气，此时尾喷管23仅作为发动机燃气喷射通道使用。

具体的，还包括滑油润滑机构，滑油润滑机构包括进油管30、滑油箱38、滑油泵21和出油管31，进油管30的出油端穿过轴套15延伸至高压轴轴承16的安装位置上，进油管30的进油端穿过发动机外壳6与滑油箱38连通，滑油泵21安装在所述进油管30上，出油管31的进口端设置轴套15的背部上，出油管31的出口端穿过发动机外壳6与滑油箱38连通；滑油泵21将滑油从滑油箱38中抽出，通过进油管30从轴套15的两端喷射到高压轴轴承16，有效保证高压轴轴承16保持润滑状态。

具体的，高压轴13的两端对称开设有斜切孔36，且在高压轴的中部开设有竖直孔37；高压轴13转动时滑油在斜切孔36的作用下进入轴内空腔以及低压轴轴承18部位，最后经过高压轴13中间的竖直孔37以及轴套15中部安装的出油管31回流到油箱。

本实用新型的工作原理为：

发动机在进行运行时，空气从进气壳3的椭圆形通孔29进入，空气经离心叶轮4压缩、扩压器5扩压后进入发动机外壳6和燃烧室7之间，由于燃烧室7外壁上开设有若干小孔，空气从小孔进入燃烧室7的环形空间内，并与燃烧室7前端安装的燃油喷管19喷出的油雾混合，经点火器8点燃后在燃烧室7内进行燃烧；

油气燃烧产生的高温燃气从燃烧室7后部环形口排出，并进入一级涡轮导向器9，燃气通过一级涡轮导向器9后，推动一级涡轮叶片10旋转做功，一级涡轮叶片10通过高压轴13带动离心叶轮4旋转压缩空气，继而保证发动机持续工作；

燃气推动一级涡轮叶片10做功后，流向二级涡轮导向器11，随后推动二级涡轮叶片12旋转，二级涡轮叶片12通过低压轴14带动发动机前部连接的部件旋转做功；这些部件通常包括减速箱，传动轴，旋翼控制机构，螺旋桨等，螺旋桨旋转产生推力推动飞行器飞行；发动机前部连接的部件通过调节旋翼方向和螺距提供垂直起降和平飞姿态下所需的推力。

可转喷管组件2在飞行器进行垂直起降或加速阶段作为加力燃烧室7，有效为飞行器提供推力，燃气流经二级涡轮叶片12后，进入尾喷管23，发动机外壳6内的空气与燃烧室7后端的加力燃油喷管20喷出的燃油混合，且经过6根通气管24进入尾喷管23，并与从燃气发生器1出来的高温燃气混合燃烧，在尾喷管23中进一步燃烧混合的燃气，最后经过可转喷口25加速喷出，产生推力；

飞行器在进行垂直起降时，可转喷口25在喷管舵机28和控制拉杆27的拉动作用下朝下转动，使可转喷管组件2有效产生垂直方向的推力；若飞行器在进行平稳飞行时，可转喷口25呈水平方向布置，使其产生水平方向的推力。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。