一种航空发动机系统和飞行器的制作方法

本实用新型属于航空飞行动力
技术领域：
，尤其涉及一种航空发动机系统和飞行器。
背景技术：
：对于在低空低速领域的航空飞行器，目前大多数采用航空活塞发动机，并采用单级涡轮增压器来进行增压。然而，该类飞行器在海拔较高的区域使用时，由于海拔较高，空气比较稀薄，大气压力较低，因而飞行器的发动机功率衰减也较多，从而大大限制飞行器的使用。技术实现要素：本实用新型的目的在于克服上述现有技术的不足，提供了一种航空发动机系统，其旨在解决现有的飞行器在高海拔地区飞行时，发动机的功率较低的问题。本实用新型提供一种航空发动机系统，该航空发动机系统包括发动机和与所述发动机连通的涡轮增压器，所述涡轮增压器包括涡轮、一级压气机和二级压气机；所述发动机排出的废气进入所述涡轮增压器中驱动所述涡轮转动；一级压气机和二级压气机，均与所述涡轮连接，并受所述涡轮驱动运行；所述一级压气机用于对外界空气进行一级加压，经一级加压后的空气一路进入所述发动机，另一路经过所述二级压气机二次增压后进入所述发动机。可选地，所述航空发动机系统还包括第一管道、第二管道、第三管道以及旁通管；所述涡轮通过第三管道与所述发动机连通；所述一级压气机具有一级进气口和一级出气口，所述一级进气口与外界环境连通，所述一级出气口通过所述第一管道与所述发动机连通；所述二级压气机具有二级进气口和二级出气口，所述旁通管的一端与所述第一管路连通，另一端与所述二级进气口连通，所述二级出气口通过所述第二管道与所述发动机连通。可选地，所述涡轮增压器还包括齿轮传动装置，所述涡轮通过所述齿轮传动装置传动并驱动所述二级压气机。可选地，所述航空发动机系统还包括旁通阀和控制器，所述旁通阀设于第一管路上，所述控制器与所述旁通阀连接，用以控制所述旁通阀的开度。可选地，所述涡轮增压器还包括三级压气机，所述三级压气机具有三级进气口和三级出气口，所述三级进气口与所述二级出气口连通，所述三级出气口与所述第二管道连通。可选地，所述航空发动机系统还包括发电机，所述发电机与所述涡轮传动连接。可选地，所述涡轮增压器还包括减速齿轮装置，所述涡轮通过减速齿轮装置带动所述发电机发电。可选地，所述航空发动机系统还包括中间冷却器和进气压力传感器，所述第一管道和所述第二管道在邻近所述发动机的一端合并形成进气管，所述中间冷却器和所述进气压力传感器均设于所述进气管上，且所述进气压力传感器用于监测进入所述中间冷却器的进气压力。可选地，所述航空发动机系统还包括空气过滤器，所述空气过滤器设于所述一级压气机的所述一级进气口处。本实用新型还提出一种飞行器，该飞行器包括如前所述的航空发动机系统，该航空发动机系统包括发动机和与所述发动机连通的涡轮增压器，所述涡轮增压器包括涡轮、一级压气机和二级压气机；所述发动机排出的废气进入所述涡轮增压器中驱动所述涡轮转动；一级压气机和二级压气机，均与所述涡轮连接，并受所述涡轮驱动运行；所述一级压气机用于对外界空气进行一级加压，经一级加压后的空气一路进入所述发动机，另一路经过所述二级压气机二次增压后进入所述发动机。基于此结构设计，本实用新型的技术方案可利用发动机排出的废气的能量，而作为涡轮增压器的动力输入，从而实现对发动机的至少双极增压，不但减少了废气的排放，增加了废气能量的利用率，还可提高发动机的使用升限，让发动机的功率在更高的范围还能保持功率不降；同时，由于经一级加压后的空气一路进入发动机，另一路经过二级压气机二次增压后进入发动机，故本航空发动机系统还可以通过对经一级加压后的空气的分路设置，进而实现对进入二级压气机的空气量的控制，从而实现在不同海拔高度下的发动机所需进气压力的控制，进而提高发动机在高原与高空环境下的适应能力，增加发动机的功率，并提高发动机燃油经济性。附图说明为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1是本实用新型一实施例提供的航空发动机的部分剖面结构示意图；图2是图1中a处的放大示意图；图3是本实用新型另一实施例提供的航空发动机的部分剖面结构示意图；图4是图1中b处的放大示意图；图5是本实用新型又一实施例提供的航空发动机的部分剖面结构示意图；图6是图1中c处的放大示意图；附图标号说明：标号名称标号名称100发动机200涡轮增压器300螺旋桨210涡轮220一级压气机230二级压气机410第一管道420第二管道430第三管道440旁通管240齿轮传动装置500旁通阀600控制器260三级压气机700发电机250减速齿轮装置800中间冷却器810进气压力传感器900空气过滤器710电压调节器具体实施方式为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。还需要说明的是，本实用新型实施例中的左、右、上和下等方位用语，仅是互为相对概念或是以产品的正常使用状态为参考的，而不应该认为是具有限制性的。下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”和“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。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一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。本实用新型实施例提供一种航空发动机。请参阅图1和图2，在一实施例中，该航空发动机系统包括发动机100和与发动机100连通的涡轮增压器200。其中，该航空发动机系统包括发动机100和与发动机100连通的涡轮增压器200，涡轮增压器200包括涡轮210、一级压气机220和二级压气机230；发动机100排出的废气进入涡轮增压器200中驱动涡轮210转动；一级压气机220和二级压气机230，均与涡轮210连接，并受涡轮210驱动运行；一级压气机220用于对外界空气进行一级加压，经一级加压后的空气一路进入发动机100，另一路经过二级压气机230二次增压后进入发动机100。在此需说明的是，本航空发动机系统主要适用于低空低速领域的航空飞行器，例如无人机等。本发动机100系统主要包括涡轮增压器200、发动机100以及与发动机100的转轴连接的螺旋桨300。在发动机100启动后，发动机100的转轴旋转即可带动螺旋桨300转动，从而为飞行器飞行提供动力。同时发动机100运行过程中产生的高速废气，进入涡轮增压器200后，就可驱动涡轮210高速转动，进而带动与涡轮210传动连接的一级压气机220和二级压气机230的运行，至少实现对发动机100的双极增压。基于此结构设计，本实用新型的技术方案可利用发动机100排出的废气的能量，而作为涡轮增压器200的动力输入，从而实现对发动机100的至少双极增压，不但减少了废气的排放，增加了废气能量的利用率，还可提高发动机100的使用升限，让发动机100的功率在更高的范围还能保持功率不降；同时，由于经一级加压后的空气一路进入发动机100，另一路经过二级压气机230二次增压后进入发动机100，故本航空发动机系统还可以通过对经一级加压后的空气的分路设置，进而实现对进入二级压气机230的空气量的控制，从而实现在不同海拔高度下的发动机100所需进气压力的控制，进而提高发动机100在高原与高空环境下的适应能力，增加发动机100的功率，并提高发动机100燃油经济性。请参阅图1，在本实施例中，航空发动机系统还包括第一管道410、第二管道420、第三管道430以及旁通管440；涡轮210通过第三管道430与发动机100连通；一级压气机220具有一级进气口和一级出气口，一级进气口与外界环境连通，一级出气口通过第一管道410与发动机100连通；二级压气机230具有二级进气口和二级出气口，旁通管440的一端与第一管路连通，另一端与二级进气口连通，二级出气口通过第二管道420与发动机100连通。具体地，发动机100排出的废气经过第三管道430进入涡轮增压器200中，以驱动涡轮210高速旋转；空气从一级进气口进入一级压气机220内后，一级压气机220会对空气进行加压，一级加压后的空气分被分成两路，一路经过第一管道410进入发动机100中参与燃烧，另一路通过旁通管440进入二级压气机230中实现二级增压，经二级增压后的空气再通过第二管道420进入发动机100中，这样，就可同时实现废气利用和二级增压。进一步地，请参阅图2，在本实施例中，涡轮增压器200还包括齿轮传动装置240，涡轮210通过齿轮传动装置240传动并驱动二级压气机230。具体地，涡轮增压器200具有一个壳体，一级压气机220和涡轮210分设于壳体内腔的相对两侧，第二压气机优选设于壳体的上侧，以方便集成设置各种管道。在此，由于涡轮210的阻尼很小，故通过特定的涡轮210叶片的旋向设计，从发动机100排出的废气就可以驱动涡轮210朝固定方向旋转，其转速可以达到每分钟几万转；同时，涡轮210还可以通过齿轮传动装置240，具体为锥齿轮传动装置来传动并驱动二级压气机230，从而可提高发动机100的进气压力，增加发动机100的进气量，进而增加了发动机100的有效功率输出。当然，于其他实施例中，涡轮210和二级压气机230之间还可以采用例如但不限于传动轴等方式传动连接，但采用齿轮传动装置240，则有利于通过齿轮的设计而实现变速传动，除此之外，优选锥齿轮的传动方式还可以实现将二级压气机230设于涡轮210的侧边，进而有利于涡轮增压器200的小体积的集成设计。请参阅图，在本实施例中，航空发动机系统还包括旁通阀500和控制器600，旁通阀500设于第一管路上，控制器600与旁通阀500连接，用以控制旁通阀500的开度。在此，控制器600具体可以是ecu(electroniccontrolunit，电子控制单元)，旁通阀500受ecu自动控制开度，从而可控制进入二级压气机230的空气量，使得本发航空发动机系统在不同高度范围内能调节进气压力与进气量，从而提高了发动机100的高度适应性与高度适用范围，增加了发动机100的使用升限。请参阅图3和图4，在另一实施例中，涡轮增压器200还包括三级压气机260，三级压气机260具有三级进气口和三级出气口，三级进气口与二级出气口连通，三级出气口与第二管道420连通，具体地，空气从一级进气口进入一级压气机220内后，一级压气机220会对空气进行加压，一级加压后的空气分被分成两路，一路经过第一管道410进入发动机100中参与燃烧，另一路通过旁通管440进入二级压气机230中实现二级增压，经二级增压后的空气再进入到设于涡轮增压器200中并与二级压气机230相对的三级压气机260中进行三级增压，经三级增压后的空气最后可通过第二管道420进入发动机100中。请参阅图5和图6，在又一实施例中，航空发动机系统还包括发电机700，发电机700与涡轮210传动连接。具体地，发电机700可设于涡轮增压器200的下方，并通过驱动杆或驱动齿轮等传动连接。在现有技术中，由于单独的发电机700或启发一体机的动力输入都是从航空活塞发动机100的曲轴端提取功率，发动机100启动时会带着发电机700一起运动，如此就导致了对于启动机的启动扭矩要求较高，并减少了发动机100的有效输出功率，增加了燃油消耗率。而在本实施中，通过将发电机700与发动机100本体隔离，故发动机100启动时就会减少对发电机700的机械连接式启动，从而减小了启动马达的扭矩要求。同时，由于二级压气机230和发电机700均可从涡轮210端提取功率，故本设计不仅可实现对进入发动机100气缸内的空气两次增压，同时还可以实现利用废气发电的功能，从而可达到增加发动机100的有效功率输出、降低发动机100的启动扭矩和提高启动效率、减小废气排放、提高发动机100的热效率、降低发动机100燃油消耗率等多种目的。进一步地，请参阅图6，在本实施例中，涡轮增压器200还包括减速齿轮装置250，涡轮210通过减速齿轮装置250带动发电机700发电。在此，减速齿轮装置250用于将涡轮210的转速降低，以获得适用于发电机700的转速。此外，在发电机700与其他电器件连接的线路上还设有电压调节器710，该电压调节器710可对发电机700产生的电压或电流等进行调节控制。进一步地，请参阅图1、图3和图5，在三个不同的实施例中，航空发动机系统还包括中间冷却器800和进气压力传感器810，第一管道410和第二管道420在邻近发动机100的一端合并形成进气管，中间冷却器800和进气压力传感器810均设于进气管上，且进气压力传感器810用于监测进入中间冷却器800的进气压力。其中，进气压力传感器810与ecu电连接，通过进气压力传感器810监测进入中间冷却器800的进气压力，并传入ecu，就可以实现通过ecu实时控制旁通阀500，从而达到调节进气压力的目的。在此，中间冷却器800可以对加压后的空气进行冷却，而螺旋桨300的气流则对中间冷却器800进行冷却。请参阅图1、图3和图5，在三个不同的实施例中，本航空发动机系统还包括空气过滤器900，空气过滤器900设于一级压气机220的一级进气口处。可以理解，该空气过滤器900主要用来对进入涡轮增压器200中的空气进行过滤，以避免灰尘杂质等进入本航空发动机系统内部而影响正常工作。最后需说明的是，在实际应用时，本航空发动机系统创新可根据发动机100系统的动力与应用环境的需求，对涡轮增压器200的涡轮210、一级压气机220与二级压气机230尺寸与流量进行匹配；还可以根据发动机100系统的排气能力与进气压比的需求，而对二级压气机230的齿轮比进行匹配；还可以根据涡轮增压器200以及发电机700安装位置的需求，对涡轮增压器200与发电机700的尺寸与布置位置进行匹配；还可以根据发电机700的最佳工作工况，对涡轮增压器200至发电机700的传动比匹配；还可以根据发动机100的发电能力需求，对发电机700的发电量进行匹配。本实用新型还提出一种飞行器，该飞行器包括航空发动机，该航空发动机的具体结构参照上述实施例，由于本飞行器采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此同样具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换或改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。当前第1页1 2 3