专利摘要

专利摘要

一种火箭旋翼着陆动力系统，包括压气机、环形混合室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管、燃气发生器、内轴、外轴、进气口、外壳、氧化剂供应管路、燃料供应管路和旋翼桨盘。其通过设置压气机，压气机将吸入气体进行加压，并与燃气发生器产生高温高压燃气在环形混合室进行混合，混合后的气体驱动高压涡轮转动，高压涡轮带动压气机转动；混合后气体继续驱动低压涡轮转动，再通过变速机构，进而带动旋翼转动产生升力。大面积比尾喷管设计可以使混合气体产生足够的喷管出口速度，同样产生升力。由于高、低压涡轮带走了高温高压混合气体的一部分能量，尾喷管出口的气体速度减小，进而减小了尾气带走的能量，提高了推进剂利用效率，最终提高了推进效率。

权利要求

1.一种火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，包括压气机、环形混合室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管、燃气发生器、内轴、外轴、进气口、外壳、氧化剂供应管路、燃料供应管路和旋翼桨盘；

所述外壳上开设有进气口，外壳内的压气机通过进气口吸入大气，所述环形混合室位于压气机的下方，所述压气机的出口端连接环形混合室的入口端，所述环形混合室的外围连接有一台以上的燃气发生器，所述环形混合室的下方设置有高压涡轮，高压涡轮通过外轴与压气机连接并带动压气机转动，用于将混合气体的内能转化成压气机的机械能；低压涡轮设置在高压涡轮的下方，并通过内轴与外壳外的旋翼桨盘连接，低压涡轮通过内轴带动旋翼桨盘转动，用于将混合气体的内能转化成旋翼桨盘的机械能；尾喷管设置在环形混合室的出口端，尾喷管是具有收缩段、喉部以及扩张段拉法尔喷管，尾喷管收缩段的顶端与环形混合室的出口连接，尾喷管扩张段的尾端与外壳相连接，尾喷管用于将混合气体的内能转换成火箭旋翼着陆动力系统的动能，外壳与尾喷管出口相连接。

2.根据权利要求1所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，所述进气口开设在外壳的顶部，进气口的位置与外壳内压气机的进气口相对应。

3.根据权利要求1所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，所述环形混合室的外围连接有两台以上的燃气发生器，两台以上的燃气发生器形成围绕在环形混合室外的环形燃烧室，两台以上的燃气发生器均分别通过弯管与环形混合室联通，两台以上的燃气发生器成轴对称分布在环形混合室的外围。

4.根据权利要求3所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，所述燃气发生器均与氧化剂供应管路和燃料供应管路连接，氧化剂供应管路和燃料供应管路上均设置有与燃气发生器一一对应的输出接口且输出接口均位于燃气发生器的上方，氧化剂供应管路和燃料供应管路通过输出接口为各燃气发生器提供氧化剂和燃料，氧化剂供应管路和燃料供应管路的输入端分别连接在外壳上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口上。

5.根据权利要求4所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，所述氧化剂供应管路以及燃料供应管路均呈环形分布，且氧化剂供应管路以及燃料供应管路均设置在燃气发生器的上方。

6.根据权利要求1所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，在氧化剂供应管路和外壳之间还包括氧化剂流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的氧化剂流量；在燃料供应管路和外壳之间还包括燃料流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的燃料流量；氧化剂流量调节元件是氧化剂可调汽蚀文氏管，燃料流量调节元件是燃料可调汽蚀文氏管。

7.根据权利要求1所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，旋翼桨盘上连接有两片以上成轴对称分布的桨叶，所述旋翼桨盘设置在外壳顶端的上方，旋翼桨盘连接固定在内轴上端且由内轴驱动进而带动其上的桨叶旋转产生升力。

8.根据权利要求7所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，所述内轴上设置有减速器，减速器为机内偏心式减速器，减速器通过内轴连接低压涡轮和旋翼桨盘，用于匹配低压涡轮和旋翼桨盘的转速。

9.根据权利要求1所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，压气机为六级轴流式压气机，等级增压，单级增压比为2.33；燃气发生器的混合比为3.5，喷管收缩比为2；高压涡轮和低压涡轮为冲击反作用式涡轮，其中高压涡轮的落压比为4.36，低压涡轮的落压比为1.33；尾喷管为锥形喷管，喷管面积比为3.93，出口张角为25°。

10.根据权利要求1所述的火箭旋翼着陆动力系统，其特征在于，内轴和外轴均为空心轴，且外轴的高度与压气机出口的高度相平。

说明书

技术领域

本发明涉及一种动力系统，尤其涉及一种用于有大气的星球着陆的动力系统。

背景技术

随着星球EDL(Entry,Descent,and Landing)技术的发展，对着陆动力系统的研究越来越重要。火箭发动机作为当前主要的星球着陆动力系统，由于火箭发动机出口尾气带走大量能量，且推力控制较困难，存在着推进剂利用率低、推进效率不高以及控制不够精确的问题。因此，高效、精确控制星球着陆动力系统的研制工作亟待开展。

旋翼飞行器由于其推进效率高、控制精确等优势，成为当前低空研究热点，例如各种旋翼直升机、四旋翼无人飞行器等。尽管旋翼飞行器有这样的优势，但是这些旋翼飞行器的动力来源限制了其在星球着陆中的使用，例如直升机的涡轴发动机无法在火星上进行二次燃烧，而四旋翼的电池续航时间以及飞行器载荷大小都收到严重影响。因此在火星上单独使用旋翼飞行器又变得非常困难。

2006年发表在IEEE会议上的文章“Mars Science Laboratory Entry,Descent,and Landing System”中给出了一种火星着陆的动力系统方案，在下降过程中使用8台变推力液体火箭发动机，落点精度较低，通过文章中所给的数据，计算得到的推进效率只有1.72％。

2003年5-6月发表在JOURNAL OFAIRCRAFT上的文章“Design ofa Martian Autonomous Rotary-Wing Vehicle”中提出了用于火星着陆的多种旋翼动力系统方案，包括四旋翼、共轴双旋翼、单旋翼加尾桨等方式。但是所有动力系统中旋翼的动力来源均未使用液体火箭发动机，而是使用燃料电池系统提供动力，而且主要在火星表面巡航时使用。

2012年1月发表在50thAIAAAerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition上的文章“Design and Performance Analysis ofBio-Ethanol Fueled GG-cycle Air Turbo Ramjet Engine”提出了一种燃气发生器循环的空气涡轮冲压发动机系统(GG-ATR)。该动力系统利用燃气发生器驱动涡轮，涡轮驱动压气机，压气机吸入的空气在燃烧室后段进行补燃。该方案相比纯火箭发动机，减小了氧化剂的携带量，在一定程度上提高了推进效率。但是由于尾喷管尾气总焓仍然很高，因此仍然没有充分利用推进剂的能量。并且由于燃气发生器尾气直接驱动涡轮，对涡轮的要求较高。

发明内容

为了克服现有技术中火箭发动机推进效率低，火箭发动机尾气带走很多能量，不能有效利用推进剂的能量的这些缺陷，本发明提出了一种火箭旋翼着陆动力系统，用于星球下降过程中使用，其能够提高推进剂利用效率，进而提高推进效率。

本发明采用的技术方案是：

一种火箭旋翼着陆动力系统，包括压气机、环形混合室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管、燃气发生器、内轴、外轴、进气口、外壳、氧化剂供应管路、燃料供应管路和旋翼桨盘；

所述外壳上开设有进气口，外壳内的压气机通过进气口吸入大气，所述环形混合室位于压气机的下方，所述压气机的出口端连接环形混合室的入口端，所述环形混合室的外围连接有一台以上的燃气发生器，所述环形混合室的下方设置有高压涡轮，高压涡轮通过外轴与压气机连接并带动压气机转动，用于将混合气体的内能转化成压气机的机械能；低压涡轮设置在高压涡轮的下方，并通过内轴与外壳外的旋翼桨盘连接，低压涡轮通过内轴带动旋翼桨盘转动，用于将混合气体的内能转化成旋翼桨盘的机械能；尾喷管设置在环形混合室的出口端，尾喷管是具有收缩段、喉部以及扩张段拉法尔喷管，尾喷管收缩段的顶端与环形混合室的出口连接，尾喷管扩张段的尾端与外壳相连接，尾喷管用于将混合气体的内能转换成火箭旋翼着陆动力系统的动能，外壳与尾喷管出口相连接。

进一步地，所述进气口开设在外壳的顶部，进气口的位置与外壳内压气机的进气口相对应。

进一步地，所述环形混合室的外围连接有两台以上的燃气发生器，两台以上的燃气发生器均分别通过弯管与环形混合室联通，两台以上的燃气发生器成轴对称分布在环形混合室的外围。

进一步地，所述燃气发生器均与氧化剂供应管路和燃料供应管路连接，氧化剂供应管路和燃料供应管路上均设置有与燃气发生器一一对应的输出接口且输出接口均位于燃气发生器的上方，氧化剂供应管路和燃料供应管路通过输出接口为各燃气发生器提供氧化剂和燃料，氧化剂供应管路和燃料供应管路的输入端分别连接在外壳上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口上。

进一步地，所述氧化剂供应管路以及燃料供应管路均呈环形分布，且氧化剂供应管路以及燃料供应管路均设置在燃气发生器的上方。

进一步地，在氧化剂供应管路和外壳之间还包括氧化剂流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的氧化剂流量；在燃料供应管路和外壳之间还包括燃料流量调节元件，用于调节进入燃气发生器的燃料流量。

进一步地，氧化剂流量调节元件是氧化剂可调汽蚀文氏管，燃料流量调节元件是燃料可调汽蚀文氏管。

进一步地，旋翼桨盘上连接有两片以上成轴对称分布的桨叶，所述旋翼桨盘设置在外壳顶端的上方，旋翼桨盘连接固定在内轴上端且由内轴驱动进而带动其上的桨叶旋转产生升力。

进一步地，所述内轴上设置有减速器，减速器为机内偏心式减速器，减速器通过内轴连接低压涡轮和旋翼桨盘，用于匹配低压涡轮和旋翼桨盘的转速。

进一步地，压气机为六级轴流式压气机，等级增压，单级增压比为2.33。燃气发生器的混合比为3.5，喷管收缩比为2。高压涡轮和低压涡轮为冲击反作用式涡轮，其中高压涡轮的落压比为4.36，低压涡轮4的落压比为1.33。

进一步地，尾喷管为锥形喷管，喷管面积比为3.93，出口张角为25°。

进一步地，内轴和外轴均为空心轴，且外轴的高度与压气机出口的高度相平。

本发明的有益效果在于：

本发明通过设置压气机，压气机将火星大气进行加压，并与燃气发生器产生高温高压燃气在环形混合室进行混合，混合后的气体驱动高压涡轮转动，高压涡轮带动压气机转动；混合后气体继续驱动低压涡轮转动，再通过变速机构，进而带动旋翼转动，旋翼转动即可产生一部分升力。混合后的高温高压燃气经过涡轮以后，尽管会损失一部分压力和温度，但经过后面的大面积比尾喷管以后，仍然可以产生足够的喷管出口速度，产生另一部分升力。

由于高压涡轮和低压涡轮带走了高温高压混合气体的一部分能量，尾喷管出口的气体速度减小，进而减小了尾气带走的能量，提高了推进剂利用效率，最终提高了推进效率。

本发明通过环形混合室将大气与火箭发动机尾气混合，降低了涡轮前温度，减轻了对涡轮的要求。

本发明通过将火箭发动机和旋翼组合，将火箭发动机尾气的一部分能量传递给旋翼，减小了尾气带走的能量，进而提高推进效率。

附图说明

图1为一种火箭旋翼着陆动力系统的整体结构示意图。

图2为一种火箭旋翼着陆动力系统的内部结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步说明。

参照图1和图2，本发明提供一种火箭旋翼着陆动力系统结构示意图。本发明一种火箭旋翼着陆动力系统，包括压气机1、环形混合室2、高压涡轮3、低压涡轮4、尾喷管5、燃气发生器6、内轴7、外轴8、减速器9、进气口10、燃料流量调节元件11、氧化剂流量调节元件12、外壳13、氧化剂供应管路14、燃料供应管路15、弯管16、旋翼桨盘17和桨叶18。

压气机1，用于吸入大气，并对大气增温增压；环形混合室2，连接在所述压气机1的下游，用于将从外壳13顶部开设的进气口10吸入的大气与来自燃气发生器6的高温高压燃气混合，产生混合气体；燃气发生器6，通过弯管16连接在环形混合室2的四周，多台燃气发生器6成轴对称分布，并通过氧化剂供应管路14和燃料供应管路15与外壳13上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口连接。燃气发生器6用于产生高温高压燃气。高压涡轮3，连接在环形混合室2的下游，并通过外轴8与压气机1连接，用于将混合气体的内能转化成压气机的机械能；低压涡轮4，连接在高压涡轮3的下游，并通过内轴7与旋翼桨盘17连接，用于将混合气体的内能转化成旋翼桨盘的机械能；尾喷管5设置在环形混合室的出口端，尾喷管应是具有收缩段、喉部以及扩张段拉法尔喷管，尾喷管收缩段的顶端与环形混合室的出口连接，尾喷管扩张段的尾端与外壳相连接；旋翼桨盘17，位于外壳13上方，与内轴7上端相连接，用于带动桨叶旋转；桨叶18，旋翼桨盘17上连接有两片以上成轴对称分布的桨叶，所述旋翼桨盘17设置在外壳顶端的上方，旋翼桨盘17连接固定在内轴上端且由内轴驱动进而带动其上的桨叶旋转产生升力。

参见图1，图2，压气机1，用于吸入大气(大气可以是火星大气CO2，也可以空气等，根据着陆的星球不同，可以是其它气体)，并对大气增温增压，产生高温高压的气体，将压气机的机械能转化成气体的内能，为气体进入环形混合室2做好准备。所述环形混合室2位于压气机1的下方，所述压气机1的出口端连接环形混合室2的入口端，环形混合室2用于将压气机1吸入的大气与高温高压燃气混合，产生较为均匀的混合气体，为驱动高压涡轮3和低压涡轮4做准备。

用于产生高温高压燃气的燃气发生器6包括两台以上，两台以上的燃气发生器均分别通过弯管16连接在环形混合室2的四周且成轴对称分布(本实施例中有4台，也可以是2台或者3台)。燃气发生器均与环形的氧化剂供应管路14和环形的燃料供应管路15连接，氧化剂供应管路14以及燃料供应管路15均设置在燃气发生器6的上方。氧化剂供应管路14和燃料供应管路15上均设置有与燃气发生器6一一对应的输出接口且输出接口均位于燃气发生器6的上方，氧化剂供应管路14和燃料供应管路15通过输出接口为各燃气发生器6提供氧化剂和燃料，氧化剂供应管路14和燃料供应管路15的输入端分别连接在外壳13上设置的氧化剂供应接口和燃料供应接口上。

在氧化剂供应管路14和外壳13之间还包括氧化剂流量调节元件12，用于调节进入燃气发生器6的氧化剂流量；在燃料供应管路15和外壳13之间还包括燃料流量调节元件11，用于调节进入燃气发生器6的燃料流量，最终改变燃气发生器6产生的燃气的流量以及压力，进而改变高压涡轮3和低压涡轮4的功率。如图2所示，氧化剂流量调节元件12可以是氧化剂可调汽蚀文氏管，燃料流量调节元件11可以是燃料可调汽蚀文氏管，既可以实现精确调节，又可以隔绝下游压力振荡对推进剂供应系统的影响。

本实施例中，减速器9为机内偏心式减速器，位于内轴7的上游，通过内轴7连接低压涡轮4和旋翼桨盘17，用于匹配低压涡轮4和旋翼桨盘17的转速；压气机1为六级轴流式压气机，等级增压，单级增压比为2.33；燃气发生器6的混合比为3.5，喷管收缩比为2；高压涡轮3和低压涡轮4为冲击反作用式涡轮，其中高压涡轮3的落压比为4.36，低压涡轮4的落压比为1.33；尾喷管5为锥形喷管，喷管面积比为3.93，出口张角为25°；内轴7和外轴8为空心轴，且外轴8的高度与压气机1出口的高度相平；弯管16的出口位置应位于环形燃烧室2的上游，保证燃气发生器6产生的高温高压燃气与压气机1吸入的高温高压气体充分混合，为驱动高压涡轮3和低压涡轮4做功做准备。

由上述描述可知，根据本发明的火箭旋翼着陆动力系统充分利用了推进剂的化学能，提高推进效率；并且具备变推力功能，以便于为飞行器提供不同的加速度。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。

一种火箭旋翼着陆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》。