专利名称：一种双动力飞机的增压系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机增压系统，特别是涉及一种双动力飞机的增压系统。
背景技术：
现有的螺旋桨发动机，如活塞螺旋桨发动机、转子螺旋桨发动机等，其可用功率随着飞 机飞行高度增加而减小。为提高螺旋桨发动机在高空飞行的可用功率，通常采取给螺旋桨发 动机加装增压器的设计方案，其原理是利用发动机的排气驱动增压器，由增压器为螺旋桨发 动机提供高压空气，从而提高螺旋桨发动机的高空可用功率，同时采用电子喷射控制管理发 动机的工作状态。目前的增压技术是采用多级增压和多级降温的方案，技术复杂，实现方案 难度大，成本高。国际上目前个别飞机所采用的高空增压系统仅针对验证用的飞机进行试验 性质的飞行，还没有适用于一般螺旋桨发动机的商品化的高空增压系统。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种双动力飞机的增压系统，用传统的气源和温度控制简化螺 旋桨发动机增压系统的控制；利用双动力飞机所具有的气源条件，用更小的代价和简单成熟 的技术解决螺旋桨发动机高空增压气源及其降温技术，以解决飞行高度大于io公里以上的增 压技术中遇到的技术措施复杂，实现方案难度大，成本高的问题。以提高螺旋桨发动机高空 可用功率，从而使得飞机使用螺旋桨发动机时提升飞行高度。
本发明的技术方案 一种双动力飞机的增压系统，它包括飞机的机体，机体上安装有一 台或一台以上的涡轮发动机和螺旋桨发动机；机体上设有一套或一套以上的直接增压系统或 间接增压系统； 一套或一套以上的直接增压系统或间接增压系统从一台或一台以上的涡轮发 动机引出能量，通过一套或一套以上的直接增压系统或间接增压系统为一台或一台以上的螺 旋桨发动机提供增压空气，以提高螺旋桨发动机在高空飞行的可用功率。
上述的双动力飞机的增压系统中，所述直接增压系统从涡轮发动机的压气机引出高压空 气，通过管路将高压空气送入散热器降温，降温后的高压空气再送入蓄气箱，蓄气箱通过管 路供给螺旋桨发动机的进气系统，蓄气箱或管路上设有调压装置控制供给螺旋桨发动机的进 气压力；管路上设有限流器控制供给螺旋桨发动机的进气流量。
前述的双动力飞机的增压系统中，所述间接增压系统从涡轮发动机的发电机获取电能， 带动间接增压系统中的电动增压器工作，电动增压器吸入飞机外部空气并对其增压，增压后的高压空气送入蓄气箱，蓄气箱通过管路供给螺旋桨发动机的进气系统，蓄气箱或管路上设 有调压装置控制供给螺旋桨发动机的进气压力。
前述的双动力飞机的增压系统中，所述的蓄气箱之前设有涡轮冷却器和散热器，散热器 包含空气-空气热交换器或空气-燃油热交换器；涡轮冷却器进口或出口的管路上安装膨胀比 调节器，以限制其膨胀比；散热器直接与蓄气箱连接，或经涡轮冷却器与蓄气箱连接。
前述的双动力飞机的增压系统中，所述蓄气箱或管路上的调压装置包括一个工作调压阀 和一个安全调压阀，工作调压阀和安全调压阀具有压差，当工作调压阀故障时安全调压阀可 以保证蓄压箱压力不超压；蓄气箱内部设有承受增压空气压力的加强筋。
前述的双动力飞机的增压系统中，当所述机体上安装有一台或一台以上的涡轮发动机和 螺旋桨发动机时， 一台涡轮发动机对应一台螺旋桨发动机使用一套直接增压系统为螺旋桨发 动机提供增压空气；或两台或两台以上的涡轮发动机的引气并联组成统一供气，由一套或一 套以上的直接增压系统为两台或两台以上的螺旋桨发动机提供增压空气。前述的双动力飞机的增压系统中，当所述机体上安装有一台或一台以上的涡轮发动机和 螺旋桨发动机时， 一台涡轮发动机对应一台螺旋桨发动机使用一台电动增压器为螺旋桨发动 机提供增压空气；或两台或两台以上的涡轮发动机上的发电机同时为一套或一套以上的电动 增压器供电，由一套或一套以上的电动增压器为两台或两台以上的螺旋桨发动机提供增压空 气。
前述的双动力飞机的增压系统中，所述的电动增压器的增压比为在设计飞行高度能够 提供等于地面大气压力的增压空气；或满足设计飞行高度的最大持续功率值等于螺旋桨发动 机地面的最大持续功率值；或根据飞机飞行高度的要求选择或控制。
与现有技术相比，本发明的双动力飞机的增压系统，用传统的气源和温度控制简化螺旋 桨发动机增压系统的控制；利用双动力飞机所具有的气源条件，用更小的代价和简单成熟的 技术解决螺旋桨发动机高空增压气源及其降温技术，直接从涡轮发动机引出高压空气，或从 涡轮发动机上的发电机得到电能带动电动增压器产生高压空气，通过增压系统或散热器，涡 轮冷却器，蓄气箱和调压装置，将高压空气降温调压后作为螺旋桨发动机进气口所需的空气
。本发明利用了双动力飞机发动机的有利条件，以解决飞行高度大于io公里以上的增压技术
中遇到的技术措施复杂，实现方案难度大，成本高的问题。以提高螺旋桨发动机高空可用功 率，从而使得飞机使用螺旋桨发动机时提升飞行高度。并且所述的增压系统技术成熟，系统 安全，设计比较简单，成本较低，更够有效提高螺旋桨发动机高空飞行需用功率，最终提高 飞机的飞行高度。本发明特别适合活塞式发动机的高空性能改进，大幅提高飞机的飞行高度。本发明应用在双动力飞机中，能够更好扩大双动力飞机的用途。
图l是本发明的直接增压系统结构示意图； 图2是本发明的间接增压系统结构示意图。
图中的标记为l-机体，2-涡轮发动机，3-螺旋桨发动机，4-直接增压系统，5-管路， 6-散热器，7-涡轮冷却器，8-膨胀比调节器，9-蓄气箱，10-调压装置，11-发电机，12-间 接增压系统，13-电动增压器，14-限流器。
具体实施例方式
下面结合附图和实施例对本发明的一种双动力飞机的增压系统作进一步的详细说明，但 并不作为对本发明做任何限制的依据。
实施例。 一种双动力飞机的增压系统，如图1和图2所示。包括飞机的机体l，机体l上安 装有多台涡轮发动机2和螺旋桨发动机3;机体1上设有一套或一套以上的直接增压系统4或间 接增压系统12; —套或一套以上的直接增压系统4或间接增压系统12从一台或一台以上的涡 轮发动机2引出能量，通过一套或一套以上的直接增压系统4或间接增压系统12为一台或一台 以上的螺旋桨发动机3提供增压空气，以提高螺旋桨发动机3在高空飞行的可用功率。直接增 压系统4从涡轮发动机2的压气机引出高压空气，通过管路5将高压空气送入散热器6降温，降 温后的高压空气再送入蓄气箱9，蓄气箱9通过管路5供给螺旋桨发动机3的进气系统，蓄气箱 9或管路5上设有调压装置10控制供给螺旋桨发动机3的进气压力；管路5上设有限流器14控制 供给螺旋桨发动机3的进气流量。间接增压系统12从涡轮发动机2的发电机l 1获取电能，带动 间接增压系统12中的电动增压器13工作，电动增压器13吸入飞机外部空气并对其增压，增压 后的高压空气送入蓄气箱9，蓄气箱9通过管路5供给螺旋桨发动机3的进气系统，蓄气箱9或 管路5上设有调压装置10控制供给螺旋桨发动机3的进气压力。
所述的蓄气箱9之前设有涡轮冷却器7和散热器6，散热器6包含空气-空气热交换器或空 气-燃油热交换器；涡轮冷却器7进口或出口的管路5上安装膨胀比调节器8，以限制其膨胀比 ;散热器6直接与蓄气箱9连接，或经涡轮冷却器7与蓄气箱9连接。蓄气箱9或管路5上的调压 装置10包括一个工作调压阀和一个安全调压阀，工作调压阀和安全调压阀具有压差，当工作 调压阀故障时安全调压阀可以保证蓄压箱压力不超压；蓄气箱9内部设有承受增压空气压力 的加强筋。
当飞机的机体1上安装有一台或一台以上的涡轮发动机2和螺旋桨发动机3时， 一台涡轮 发动机2对应一台螺旋桨发动机3使用一套直接增压系统4为螺旋桨发动机3提供增压空气；或两台或两台以上的涡轮发动机2的引气并联组成统一供气，由一套或一套以上的直接增压系 统4为两台或两台以上的螺旋桨发动机3提供增压空气。
当飞机的机体1上安装有一台或一台以上的涡轮发动机2和螺旋桨发动机3时， 一台涡轮 发动机2对应一台螺旋桨发动机3使用一台电动增压器13为螺旋桨发动机3提供增压空气；或 两台或两台以上的涡轮发动机2上的发电机11同时为一套或一套以上的电动增压器13供电， 由一套或一套以上的电动增压器13为两台或两台以上的螺旋桨发动机3提供增压空气。
本发明中的电动增压器13的增压比为在设计飞行高度能够提供等于地面大气压力的增 压空气；或满足设计飞行高度的最大持续功率值等于螺旋桨发动机地面的最大持续功率值； 或根据飞机飞行高度的要求选择或控制。
具体实施时，还有一些细节的要求，以上详细说明，直接增压系统4在涡轮发动机2的压 气机室或压气机出口设置引气导管接头，引出高于飞行高度大气压力的高压空气，通常在飞 行高度大气压力20倍以内，通过直接增压系统4的管路5将高压空气进入散热器6降温，再进 入蓄气箱9，通过安装在蓄气箱9上或管路5上的调压装置10调节压力后的空气供给螺旋桨发 动机3的进气系统，完成给螺旋桨发动机3的增压，为控制引气流量可采用在管路5中安装管 路附件之一的孔板流量计即限流器14来实现。管路5采用金属导管或非金属导管制造，典型 的金属导管是不锈钢导管或铝合金导管。散热器6—般是翅片式散热器，由管路5引自发动机 2的空气作为热边，飞机外的冲压空气作为冷边，也可以采用燃油为冷却介质作为散热器的 冷边，通过热交换降温，特殊需要时可采用串接另一种散热器即涡轮冷却器降温，涡轮冷却 器的出口温度可控制在4'C 35'C，铝翅片式散热器再接涡轮冷却器的降温设计比较典型， 为防止涡轮冷却器的转速超转可以在涡轮冷却器9的进口或出口管路5安装管路附件之一的膨 胀比调节器8限制其膨胀比。蓄气箱9的作用是将管路5引来的空气在这里稳压稳流，螺旋桨 发动机3所需的进气空气取自蓄气箱9。蓄气箱9或管路5上安装有调压装置10， 一般设置2个 调压阀。 一个工作调压阀和一个安全调压阀，工作调压阀和安全调压阀具有压差，当工作调 压阀故障时安全调压阀可以保证蓄压箱压力不超压；也可设置多个调压阀，各调压阀设定的 压差可以有微小的差值。
直接增压系统4也适用于涡轮发动机2或螺旋桨发动机3为多台的情况，根据用气需求可 以由1台涡轮发动机2配1套直接增压系统4对应为1台螺旋桨发动机3提供增压空气，或多台涡 轮发动机2的引气并联组成统一供气，统一由1个或多个散热器6或涡轮冷却器7散热降温，每 台螺旋桨发动机3各自配蓄气箱9和调压装置10，这种情况下直接增压系统4的管路5可增加相 应管路附件。在飞机机体上可设计间接增压系统12，见图2，通过自涡轮发动机2的发电机11引出电能，通过导线供给间接增压系统12的电动增压器13吸入飞机外部空气并对其增压，增 压后的高压空气通过管路5为螺旋桨发动机3供给增压空气提高螺旋桨发动机在高空飞行的可 用功率，最终提高飞机的飞行高度。间接增压系统12，用电动增压器13吸入飞机外部空气并 对其增压，增压后的高压空气通过管路5将高压空气进入散热器6降温，以及防止涡轮冷却器 的转速超转，在其进口或出口管路5上设置管路附件之一的膨胀比调节器8，再进入蓄气箱9 ，通过调压装置10调节压力后的空气供给螺旋桨发动机3的进气系统，完成给螺旋桨发动机3 的增压。电动增压器13以电动机带动压气机，吸入飞机外空气提高压力，通过管路5将高压 空气送入散热器6降温。间接增压系统12中的散热器6，蓄气箱9和调压器10与直接增压系统4 中的其他设计和设置要求相同。所述的间接增压系统12也适用于在涡轮发动机2或螺旋桨发 动机3为多台的情况，根据用气需求可以由1台涡轮发动机2的发电机l l给l台电动增压器13供 电，配1套间接增压系统12并对应为1台螺旋桨发动机3提供增压空气，或多台涡轮发动机2给 1台或多台电动增压器13供电引气增压，并联供气，统一由1或多个散热器6，或涡轮冷却器7 散热降温，每台螺旋桨发动机3各自配蓄气箱9和调压装置10，这种情况下间接增压系统12可 增加相应电路或管路附件。 本发明的应用实例
应用例l:通过涡轮发动机2的压气机室或压气机出口设置的引气导管，引出高于飞行高 度大气压力的高压空气，通过直接增压系统4的不锈钢管路5将高压空气进入铝翅片式散热器 6，为控制引气流量采用在管路5中安装管路附件之一的孔板流量计即限流器14来实现，进入 散热器6的高压空气与冷边的冲压空气热交换后降温，由次级散热器涡轮冷却器7作功再次降 温，为防止涡轮冷却器7的转速超转，在涡轮冷却器7的进口管路5安装管路附件之一的膨胀 比调节器8限制其膨胀比，降温后的空气再通过管路5进入蓄气箱9，设置两个调压阀， 一个 安装在蓄气箱9上的调压阀通过放气或关闭的动作调节压力，当较小的压差调压器10出现故 障时，另一个设置在管路上的调压阀继续工作，保证蓄气箱9不超压。调压后的空气供给螺 旋桨发动机3的进气系统，完成给螺旋桨发动机3的增压。
应用例2:当双动力飞机安装有多台涡轮发动机2和等量的螺旋桨发动机3的情况时，根 据用气需求由1台涡轮发动机2配1套直接增压系统4对应为1台螺旋桨发动机3提供增压空气， 每台螺旋桨发动机3各自配蓄气箱9和调压装置10，这种情况下直接增压系统4的管路5设置必 要的相应管路附件。
应用例3:从涡轮发动机2的发电机11引出电能，通过导线供给间接增压系统12的电动增 压器13吸入飞机外部空气并对其增压，增压后的高压空气通过管路5进入散热器6降温，由次级散热器涡轮冷却器7作功再次降温，为防止涡轮冷却器7的转速超转在涡轮冷却器7的出口 管路5安装管路附件之一的膨胀比调节器8限制其膨胀比，再进入蓄气箱9，通过调压装置IO 调节压力后的空气供给螺旋桨发动机3的进气系统， 一旦蓄气箱9上的压力较低的调压阀失效 ，由设在管路5上的另 一个调压阀完成给螺旋桨发动机3的增压。
应用例4:当双动力飞机安装有1台涡轮发动机2和2台螺旋桨发动机3的情况时，根据用 气需求由1台涡轮发动机2的发电机ll给2台电动增压器l3供电，配2套间接增压系统12并对应 为1台螺旋桨发动机3提供增压空气，每台螺旋桨发动机3各自配蓄气箱9和调压装置10，这种 情况下间接增压系统12设置必要的相应电路或管路附件。
权利要求
权利要求1一种双动力飞机的增压系统，它包括飞机的机体(1)，机体(1)上安装有一台或一台以上的涡轮发动机(2)和螺旋桨发动机(3)；其特征在于机体(1)上设有一套或一套以上的直接增压系统(4)或间接增压系统(12)；一套或一套以上的直接增压系统(4)或间接增压系统(12)从一台或一台以上的涡轮发动机(2)引出能量，通过一套或一套以上的直接增压系统(4)或间接增压系统(12)为一台或一台以上的螺旋桨发动机(3)提供增压空气，以提高螺旋桨发动机(3)在高空飞行的可用功率。权利要求2根据权利要求1所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，所述直接增压系统(4)从涡轮发动机(2)的压气机引出高压空气，通过管路(5)将高压空气送入散热器(6)降温，降温后的高压空气再送入蓄气箱(9)，蓄气箱(9)通过管路(5)供给螺旋桨发动机(3)的进气系统，蓄气箱(9)或管路(5)上设有调压装置(10)控制供给螺旋桨发动机(3)的进气压力；管路(5)上设有限流器(14)控制供给螺旋桨发动机(3)的进气流量。权利要求3根据权利要求1所述的双动力飞机的增压系统设计，其特征在于，所述间接增压系统(12)从涡轮发动机(2)的发电机(11)获取电能，带动间接增压系统(12)中的电动增压器(13)工作，电动增压器(13)吸入飞机外部空气并对其增压，增压后的高压空气送入蓄气箱(9)，蓄气箱(9)通过管路(5)供给螺旋桨发动机(3)的进气系统，蓄气箱(9)或管路(5)上设有调压装置(10)控制供给螺旋桨发动机(3)的进气压力。权利要求4根据权利要求2或3所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，所述的蓄气箱(9)之前设有涡轮冷却器(7)和散热器(6)，散热器(6)包含空气空气热交换器或空气-燃油热交换器；涡轮冷却器(7)进口或出口的管路(5)上安装膨胀比调节器(8)，以限制其膨胀比；散热器(6)直接与蓄气箱(9)连接，或经涡轮冷却器(7)与蓄气箱(9)连接。权利要求5根据权利要求4所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，所述蓄气箱(9)或管路(5)上的调压装置(10)包括一个工作调压阀和一个安全调压阀，工作调压阀和安全调压阀具有压差，当工作调压阀故障时安全调压阀可以保证蓄压箱压力不超压；蓄气箱(9)内部设有承受增压空气压力的加强筋。权利要求6根据权利要求1所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，当所述机体(1)上安装有一台或一台以上的涡轮发动机(2)和螺旋桨发动机(3)时，一台涡轮发动机(2)对应一台螺旋桨发动机(3)使用一套直接增压系统(4)为螺旋桨发动机(3)提供增压空气；或两台或两台以上的涡轮发动机(2)的引气并联组成统一供气，由一套或一套以上的直接增压系统(4)为两台或两台以上的螺旋桨发动机(3)提供增压空气。权利要求7根据权利要求1所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，当所述机体(1)上安装有一台或一台以上的涡轮发动机(2)和螺旋桨发动机(3)时，一台涡轮发动机(2)对应一台螺旋桨发动机(3)使用一台电动增压器(13)为螺旋桨发动机(3)提供增压空气；或两台或两台以上的涡轮发动机(2)上的发电机(11)同时为一套或一套以上的电动增压器(13)供电，由一套或一套以上的电动增压器(13)为两台或两台以上的螺旋桨发动机(3)提供增压空气。权利要求8根据权利要求3或7所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，所述的电动增压器(13)的增压比为在设计飞行高度能够提供等于地面大气压力的增压空气；或满足设计飞行高度的最大持续功率值等于螺旋桨发动机地面的最大持续功率值；或根据飞机飞行高度的要求选择或控制。
2.根据权利要求l所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，所述 直接增压系统(4)从涡轮发动机(2)的压气机引出高压空气，通过管路(5)将高压空气 送入散热器(6)降温，降温后的高压空气再送入蓄气箱(9)，蓄气箱(9)通过管路(5) 供给螺旋桨发动机(3)的进气系统，蓄气箱(9)或管路(5)上设有调压装置(10)控制 供给螺旋桨发动机(3)的进气压力；管路(5)上设有限流器(14)控制供给螺旋桨发动机 (3)的进气流量。
3.根据权利要求l所述的双动力飞机的增压系统设计，其特征在于， 所述间接增压系统(12)从涡轮发动机(2)的发电机(11)获取电能，带动间接增压系统(12)中的电动增压器(13)工作，电动增压器(13)吸入飞机外部空气并对其增压，增压 后的高压空气送入蓄气箱(9)，蓄气箱(9)通过管路(5)供给螺旋桨发动机(3)的进气 系统，蓄气箱(9)或管路(5)上设有调压装置(10)控制供给螺旋桨发动机(3)的进气 压力。
4.根据权利要求2或3所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于， 所述的蓄气箱(9)之前设有涡轮冷却器(7)和散热器(6)，散热器(6)包含空气-空气 热交换器或空气-燃油热交换器；涡轮冷却器(7)进口或出口的管路(5)上安装膨胀比调 节器(8)，以限制其膨胀比；散热器(6)直接与蓄气箱(9)连接，或经涡轮冷却器(7) 与蓄气箱(9)连接。
5.根据权利要求4所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，所述蓄气箱(9)或管路(5)上的调压装置(10)包括一个工作调压阀和一个安全调压阀，工作 调压阀和安全调压阀具有压差，当工作调压阀故障时安全调压阀可以保证蓄压箱压力不超压 ;蓄气箱(9)内部设有承受增压空气压力的加强筋。
6. 根据权利要求l所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，当所 述机体(1)上安装有一台或一台以上的涡轮发动机(2)和螺旋桨发动机(3)时， 一台涡 轮发动机(2)对应一台螺旋桨发动机(3)使用一套直接增压系统(4)为螺旋桨发动机(3 )提供增压空气；或两台或两台以上的涡轮发动机(2)的引气并联组成统一供气，由一套 或一套以上的直接增压系统(4)为两台或两台以上的螺旋桨发动机(3)提供增压空气。
7. 根据权利要求l所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于，当所 述机体(1)上安装有一台或一台以上的涡轮发动机(2)和螺旋桨发动机(3)时， 一台涡 轮发动机(2)对应一台螺旋桨发动机(3)使用一台电动增压器(13)为螺旋桨发动机(3 )提供增压空气；或两台或两台以上的涡轮发动机(2)上的发电机(11)同时为一套或一 套以上的电动增压器(13)供电，由一套或一套以上的电动增压器(13)为两台或两台以上 的螺旋桨发动机(3)提供增压空气。
8. 根据权利要求3或7所述的双动力飞机的增压系统，其特征在于， 所述的电动增压器(13)的增压比为在设计飞行高度能够提供等于地面大气压力的增压空 气；或满足设计飞行高度的最大持续功率值等于螺旋桨发动机地面的最大持续功率值；或根 据飞机飞行高度的要求选择或控制。
全文摘要
本发明公开了一种双动力飞机的增压系统。它包括飞机的机体(1)，机体上安装有一台以上的涡轮发动机(2)和螺旋桨发动机(3)；机体上设有一套以上的直接增压系统(4)或间接增压系统(12)；一套或一套以上的直接增压系统或间接增压系统从一台以上的涡轮发动机引出能量，通过一套以上的直接增压系统或间接增压系统为一台以上的螺旋桨发动机提供增压空气，以提高螺旋桨发动机在高空飞行的可用功率。本发明利用双动力飞机所具有的气源条件，用更小的代价和简单成熟的技术解决螺旋桨发动机高空增压气源及其降温技术，以解决飞行高度大于10公里以上的增压技术中遇到的技术措施复杂，实现方案难度大，成本高的问题。
文档编号B64D27/00GK101417709SQ20081030605
公开日2009年4月29日 申请日期2008年12月9日 优先权日2008年12月9日
发明者杨绍文 申请人:贵州盖克无人机有限责任公司