专利摘要

专利摘要

本实用新型公开了一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统，本实用新型的母发动机承担了动力系统的大部分重量，而分布式布置的子发动机重量轻，由于子发动机中没有高低压压气机、相关机匣、支撑机构，大大降低了子发动机总体的重量。同时，在相同输出功率下，子发动机的燃气流量约为常规发动机的25％左右，其燃烧室重量也将大大减轻；在相同功率条件下，子发动机重量大大减轻。在同样性能参数下，通过降低子发动机重量，提高飞机的升阻比，从而实现飞行器总体性能最优。

权利要求

1.一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统，其特征在于，母发动机(2)和子发动机(3)，母发动机(2)与子发动机(3)间通过管路(1)连接；

母发动机(2)包括进气管路，进气管路连接母发动机压气机(6)，母发动机压气机(6)连接母发动机扩压器(8)，母发动机扩压器(8)连接母发动机燃烧室(9)和母发动机扩压器外壳(4)，母发动机扩压器外壳(4)连接管路(1)；

子发动机(3)包括子发动机燃烧室(15)，子发动机燃烧室(15)连接管路(1)。

2.根据权利要求1所述的一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统，其特征在于，母发动机燃烧室(9)连接母发动机涡轮静子(10)，母发动机涡轮静子(10)内设置有母发动机涡轮转子(11)，母发动机涡轮转子(11)固定在母发动机轴(5)上，母发动机轴(5)设置在母发动机承力轴(7)上，母发动机涡轮转子(11)后设置有母发动机尾喷管(12)。

3.根据权利要求1所述的一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统，其特征在于，子发动机燃烧室(15)连接子发动机涡轮静子(16)，子发动机涡轮静子(16)内设置有子发动机涡轮转子(17)，子发动机涡轮转子(17)固定在子发动机轴(13)上，子发动机轴(13)设置在子发动机承力轴(14)上，子发动机涡轮转子(17)后设置有子发动机尾喷管(18)。

4.根据权利要求1所述的一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统，其特征在于，管路(1)为机翼支撑结构的一部分。

5.根据权利要求1所述的一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统，其特征在于，子发动机(3)设置在母发动机(2)的两侧，并以母发动机(2)中心对称。

说明书

技术领域

本实用新型属于航空领域，具体涉及一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统。

背景技术

分布式动力系统，一直是近年来航空领域研究热点。分布式动力系统，可以提高动力系统的推进效率，其中，可以匹配分布式电动螺旋桨或电动风扇，增加发动机当量“涵道比”，提高推进效率，降低耗油率；同时，通过分布式电驱动风扇/螺旋桨的自由布局，减少飞机的附面层阻力，提高飞机的升阻比，提高飞发一体化收益。

基于引气燃烧驱动的“子母型”分布式航空涡轮动力系统，是一种新型高效的分布式动力。目前该方案在国内型号领域处于空白，在国际上也没有相关型号研究或预研的报道。

长期以来，无论是飞发一体化设计，还是分布式动力都是国内外的研究热点。尤其面向倾转旋翼的电驱动分布式动力，以及机翼背置发动机的分布式电推进，都属于“子母型”动力系统的范畴，而且在飞发一体化方面做了大量考虑。本项目的分布式涡轮发动机的思路，将极大程度上降低分布式发动机的重量，是对电驱动分布式动力的一种更高效能的补充。

飞发一体设计是在飞机的战术技术指标要求与约束条件下，寻找最优的飞发整体布局、使用控制模态和能源利用方式，以便在整个飞行包线内获得高效的内外流气动特性以及良好的飞行性能和飞行品质，满足不同飞行阶段飞机推力及能源需求。飞发一体化设计面临着飞机内外流紧耦合问题、结构综合减重设计、高精度自适应控制、热管理、性能一体化等难题。而分布式动力相当于把发动机分成了若干小发动机，有利于飞机的一体化设计布局。

发明内容

本实用新型的目的在于克服上述不足，提供一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统，能够在同样性能参数下，通过降低子发动机重量，提高飞机的升阻比，从而实现飞行器总体性能最优。

为了达到上述目的，本实用新型母发动机和子发动机，母发动机与子发动机间通过管路连接；

母发动机包括进气管路，进气管路连接母发动机压气机，母发动机压气机连接母发动机扩压器，母发动机扩压器连接母发动机燃烧室和母发动机扩压器外壳，母发动机扩压器外壳连接管路；

子发动机包括子发动机燃烧室，子发动机燃烧室连接管路。

母发动机燃烧室连接母发动机涡轮静子，母发动机涡轮静子内设置有母发动机涡轮转子，母发动机涡轮转子固定在母发动机轴上，母发动机轴设置在母发动机承力轴上，母发动机涡轮转子后设置有母发动机尾喷管。

子发动机燃烧室连接子发动机涡轮静子，子发动机涡轮静子内设置有子发动机涡轮转子，子发动机涡轮转子固定在子发动机轴上，子发动机轴设置在子发动机承力轴上，子发动机涡轮转子后设置有子发动机尾喷管。

管路为机翼支撑结构的一部分。

子发动机设置在母发动机的两侧，并以母发动机中心对称。

与现有技术相比，本实用新型的母发动机承担了动力系统的大部分重量，而分布式布置的子发动机重量轻，由于子发动机中没有高低压压气机、相关机匣、支撑机构，大大降低了子发动机总体的重量。同时，在相同输出功率下，子发动机的燃气流量约为常规发动机的25％左右，其燃烧室重量也将大大减轻；在相同功率条件下，子发动机重量大大减轻。在同样性能参数下，通过降低子发动机重量，提高飞机的升阻比，从而实现飞行器总体性能最优。

附图说明

图1为本实用新型的正视图；

图2为本实用新型的俯视图；

图3为本实用新型中母发动机的剖面图；

图4为本实用新型中子发动机的剖面图；

1-管路、2-母发动机、3-子发动机、4-母发动机扩压器外壳、5-母发动机轴、6-母发动机压气机、7-母发动机承力轴、8-母发动机扩压器、9-母发动机燃烧室、10-母发动机涡轮静子、11-母发动机涡轮转子、12-母发动机尾喷管、13-子发动机轴、14-子发动机承力轴、15-子发动机燃烧室、16-子发动机涡轮静子、17-子发动机涡轮转子、18-子发动机尾喷管。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步说明。

参见图1和图2，本实用新型包括母发动机2和子发动机3，母发动机2与子发动机3间通过管路1连接；管路1为机翼支撑结构的一部分。子发动机3设置在母发动机2的两侧，并以母发动机2中心对称。

参见图3，母发动机2包括进气管路，进气管路连接母发动机压气机6，母发动机压气机6连接母发动机扩压器8，母发动机扩压器8连接母发动机燃烧室9和母发动机扩压器外壳4，母发动机扩压器外壳4连接管路1；母发动机燃烧室9连接母发动机涡轮静子10，母发动机涡轮静子10内设置有母发动机涡轮转子11，母发动机涡轮转子11固定在母发动机轴5上，母发动机轴5设置在母发动机承力轴7上，母发动机涡轮转子11后设置有母发动机尾喷管12。

参见图4，子发动机3包括子发动机燃烧室15，子发动机燃烧室15连接管路1。子发动机燃烧室15连接子发动机涡轮静子16，子发动机涡轮静子16内设置有子发动机涡轮转子17，子发动机涡轮转子17固定在子发动机轴13上，子发动机轴13设置在子发动机承力轴14上，子发动机涡轮转子17后设置有子发动机尾喷管18。

本实用新型的子母型动力系统，通过匹配动力之间的功率分配和重量分配，实现高效的气动飞发一体化布局，提高飞机的升阻比。对于倾转旋翼飞机，有利于飞机增加机翼翼展，从而增加平飞升阻比。对于背置式动力的飞翼布局飞机，有利于流场匹配减阻，提高飞机升阻比。

本实用新型通过子、母动力的功率分配和分布式驱动螺旋桨或风扇，实现恰当的大涵道比，可提高动力系统的推进效率。

引气燃烧驱动涡轮做功是本实用新型的显著特点，引气管路必须与飞行器结构件一体化设计，才能够弥补引气管路带来的重量增加。

通过引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统的总体匹配设计，实现子发动机系统的推重比/功重比超过30，通过分布式匹配涵道比设计，降低发动机耗油率5％。

本实用新型的母发动机承担了动力系统的大部分重量，而分布式布置的子发动机重量轻，但推力/功率大，推重比/功重比可达30以上。由于引气压力高、密度大，引气的流速相对较慢(较常规涡扇发动机的外涵空气马赫数小)，所以引气传输的总压损失可控。由于子发动机中没有高低压压气机、相关机匣、支撑机构，可以减轻重量约35％-40％；取消了发动机的高低压涡轮(导向器和转子)和配套机匣，又减轻了约14％-18％的重量。同时，在相同输出功率下，子发动机的燃气流量约为常规发动机的25％左右，其燃烧室重量也将大大减轻；虽然动力涡轮的级数(一般为2-3级，与发动机总压比的设计相关)较原来的动力涡轮有所增加，但是由于燃气流量减少，动力涡轮的重量增加有限。因此，保守计算，在相同功率/推力下，子发动机减重能超过70％以上。

一种引气燃烧驱动的子母型分布式航空涡轮动力系统专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。