微型涡喷发动机气动发电系统的制作方法

本实用新型涉及发动机领域，尤其涉及一种涡喷发动机发电装置。

背景技术：

微小型涡喷发动机作为涡轮喷气发动机的一个分支，相对于活塞发动机具有推重比高、飞行速度快的优点，其电池具有能量密度高，续航时间长的特点，是未来无人机的重要动力方向。然而现有微型涡喷发动机没有发电系统，功能单一，无法支持更多电控功能；耗油率较高，能量利用效率较低，续航时间短，仅能维持3-10分钟；若要进行长续航作业，需要携带大量电池，飞行器飞行重量大。

涡喷发动机经压气机压缩后的气流具有较高压力。有效利用这种气流做功对节能减排具有非常现实意义。

文献“公开号是cn104428606a的中国实用新型专利”公开了一种提高发动机废气涡轮发电效率的装置及方法，包括：动力涡轮、变速器、控制器、变速器换挡执行机构、整流电路、涡轮发电机、蓄电池，动力涡轮安装在发动机的废气排导气管道中，动力涡轮的转子轴由废气排导气管道穿出与变速器的输入轴连接传动，变速器的输出轴与涡轮发电机的转轴连接传动，涡轮发电机经整流电路与蓄电池电性连接，发动机上设置有监测曲轴转速的曲轴转速传感器，曲轴转速传感器、变速器换挡执行机构分别与控制器电性连接。

不难看出，文献公开的一种提高发动机废气涡轮发电效率的装置及方法存在以下缺陷：(1)通过调节变速器的传动比，实现涡轮发电机转轴转速和动力涡轮转速的不同步，结构复杂，造价高，维修成本高。(2)汽车尾气压力、动能远小于航空发动机尾喷管后喷射气流，该技术方案只限用于利用涡轮增压器的汽车尾气发电，在应用到微型涡喷发动机上仍存在较大缺陷。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于避免现有技术的不足提供一种在保证微型涡喷发动机工作效率和产生推力的前提下，使发动机满足运行过程中各电子单元对电力的需求，支持更多电控功能，提高续航能力，降低耗油率和飞行器飞行重量的微型涡喷发动机气动发电系统。

为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案为：一种微型涡喷发动机气动发电系统，包括涡喷发动机，进入涡喷发动机的气流经过压气机增压，增压后的高压气流又通过扩压器进入发动机燃烧室燃烧，燃烧后的高压气体经过发动机涡轮并由尾喷管喷出，还包括涡轮和发电机，涡轮的驱动轴与发电机的转动轴同轴连接，涡轮设置在涡轮机匣内，涡轮机匣通过基座安装在发电机机匣上，在涡轮机匣上设有至少一个高压气进气口，在所述扩压器高压气流出口处的发动机机匣上设有至少一个高压气出气口，高压气出气口与所述涡轮机匣上的高压气进气口通过导气管相连通，所述的高压气流通过导气管导入涡轮机匣内，冲击涡轮进而带动发电机的转动轴旋转产生电能，即将高压气流的能量转化为蜗轮4的旋转机械能使发电机产生电能，发电机产生的电能通过输出插头输出至储能电池，用以满足运行过程中各电子单元对电力的需求，支持更多电控功能，提高续航能力。涡轮机匣安置在所述涡轮外侧，起承力、保护、构成气流通道作用。

进一步的，所述的导气管通过导气管连接座固定在发动机机匣上。

进一步的，在所述尾喷管上设有至少一个气管连接座，导气管的一端安装在气管连接座上，导气管的另一端与所述的高压气进气口连通，所述的高压气流在尾喷管通过导气管导入涡轮机匣内，冲击涡轮进而带动发电机转动轴旋转产生电能，发电机产生的电能通过输出插头输出至储能电池。

进一步的，在所述的导气管上还连通设有用于对高压气流的降温和存储的高温气体冷却装置。

进一步的，还包括有轴承，轴承的内圈与发电机的转动轴过渡配合，轴承外圈固定在所述的基座内部，轴承用于支撑机械旋转体，降低其运动过程中的摩擦系数，并保证其回转精度的作用。

进一步的，所述基座通过螺栓固定在发电机的端盖上；涡轮机匣通过基座安装在发电机的前端。

进一步的，在所述的导气管上设有用于流量调控的流量电控阀。流量电控阀可根据发动机所处不同工况下对电量的需求，对导入涡轮机匣带动涡轮的气流流量加以控制。

进一步的，在所述发电机和输出插头之间串联有用于稳定电流的稳压集成模块。稳压集成模块是一个模拟电路构成的集成块，稳压范围小精度高，对电路起保护，使发电机产生的电流稳定。

进一步的，所述高压气进气口的轴线与涡轮机匣的引气夹角为15-60度。

进一步的，所述的发电机的转动轴伸出发电机设置，涡轮直接安装在发电机的转动轴上。

所述的微小型涡喷发动机主要由压气机、发动机机匣、燃烧室、转子轴和涡轮组成，核心机主要作为燃气发生器，提供高温高压的燃气工质。

所述的发电机是指将高压气体转换成电能的机械设备，它由动力机械驱动，将高压气体的能量转化为机械能传给发电机，再由发电机转换为电能。

本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型发电量为50瓦-500瓦，通过流量电控阀可调，支持发动机自身用电，同时能扩展更多电控功能；

2、续航时间不再受电池限制，单次滞空时间较同机型延长30％以上；

3、减少多余负重，同样起飞重量下，飞行器单次飞行时间增加30％-50％，同样的燃料携带量，飞行器推重比更优。

附图说明

图1是本实用新型实施例1的结构示意图；

图2是本实用新型实施例1中发电机与基座连接的结构图；

图3是本实用新型实施例1中发电机转动轴与基座连接的结构图；

图4是本实用新型实施例1中高压气进气口的轴线与涡轮机匣3的引气夹角的结构示意图；

图5是本实用新型实施例2的结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本实用新型，并非用于限定本实用新型的范围。

实施例1：如图1，图2，图3,图4所示，一种微型涡喷发动机气动发电系统，包括涡喷发动机9，进入涡喷发动机9的气流经过压气机12增压，增压后的高压气流又通过扩压器13进入发动机燃烧室燃烧，燃烧后的高压气体经过发动机涡轮并由尾喷管喷出，还包括涡轮4和发电机1，涡轮4的驱动轴与发电机1的转动轴同轴连接，涡轮4设置在涡轮机匣3内，涡轮机匣3通过基座2安装在发电机1机匣上，且基座2通过螺栓17固定在发电机1的端盖上；涡轮机匣3通过基座2安装在发电机1的前端。在涡轮机匣3上设有至少一个高压气进气口15，在所述扩压器13高压气流出口处的发动机机匣14上设有至少一个高压气出气口7，高压气出气口7与所述涡轮机匣3上的高压气进气口15通过导气管5相连通，所述的导气管5通过导气管连接座8固定在发动机机匣14上。所述的高压气流通过导气管5导入涡轮机匣3内，冲击涡轮4进而带动发电机1的转动轴旋转并产生电能，发电机1产生的电能通过输出插头11输出至储能电池，用以满足运行过程中各电子单元对电力的需求，支持更多电控功能，提高续航能力。在所述的导气管5上设有用于流量调控的流量电控阀6，根据发动机所处不同工况下对电量的需求，对导入涡轮机匣3带动涡轮4的气流流量加以控制。在所述发电机1和输出插头11之间串联有用于稳定电流的稳压集成模块10。所述高压气进气口的轴线与涡轮机匣3的引气夹角为15-60度。所述的发电机1的转动轴伸出发电机1设置，涡轮4直接安装在发电机1的转动轴上。还包括有轴承18，轴承18的内圈与发电机1的转动轴过渡配合，轴承18外圈固定在基座2内部，轴承18用于支撑机械旋转体，降低其运动过程中的摩擦系数，并保证其回转精度。

本实用新型利用导气管5将经涡喷发动机9压气机压缩后的高压气流引入流量电控阀6，流量电控阀6根据涡喷发动机9所处不同工况下对电量的需求，对导入涡轮机匣3的气流流量进行控制，进而带动涡轮4转动，将高压气体的能量转化为涡轮4的机械能，再通过发电机转换为电能，实现了涡喷发动机9在满足运行过程中各电子单元对电力的需求同时，支持更多电控功能，提高续航能力，降低耗油率。

实施例2，如图5所示，与实施例1相同，不同的是：在所述尾喷管19上设有至少一个气管连接座8，导气管5的一端安装在气管连接座8上，导气管5的另一端与所述的高压气进气口15连通，所述的高压气流在尾喷管19通过导气管5导入涡轮机匣3内，冲击涡轮4进而带动发电机1转动轴旋转产生电能，发电机1产生的电能通过输出插头11输出至储能电池。在所述的导气管5上设有用于流量调控的流量电控阀6。在所述的导气管5上还连通设有用于对高压气流的降温和存储的高温气体冷却装置。

实施例3：与实施例1相同，不同的是：所述高压气进气口的轴线与涡轮机匣3的引气夹角为15度。

实施例4与实施例1相同，不同的是：所述高压气进气口的轴线与涡轮机匣3的引气夹角为45度。

实施例5与实施例1相同，不同的是：所述高压气进气口的轴线与涡轮机匣3的引气夹角为60度。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，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、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。