一種火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)的制作方法

本發(fā)明涉及一種動(dòng)力系統(tǒng)，尤其涉及一種用于有大氣的星球著陸的動(dòng)力系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

隨著星球EDL(Entry,Descent,and Landing)技術(shù)的發(fā)展，對(duì)著陸動(dòng)力系統(tǒng)的研究越來(lái)越重要。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為當(dāng)前主要的星球著陸動(dòng)力系統(tǒng)，由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)出口尾氣帶走大量能量，且推力控制較困難，存在著推進(jìn)劑利用率低、推進(jìn)效率不高以及控制不夠精確的問(wèn)題。因此，高效、精確控制星球著陸動(dòng)力系統(tǒng)的研制工作亟待開(kāi)展。

旋翼飛行器由于其推進(jìn)效率高、控制精確等優(yōu)勢(shì)，成為當(dāng)前低空研究熱點(diǎn)，例如各種旋翼直升機(jī)、四旋翼無(wú)人飛行器等。盡管旋翼飛行器有這樣的優(yōu)勢(shì)，但是這些旋翼飛行器的動(dòng)力來(lái)源限制了其在星球著陸中的使用，例如直升機(jī)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法在火星上進(jìn)行二次燃燒，而四旋翼的電池續(xù)航時(shí)間以及飛行器載荷大小都收到嚴(yán)重影響。因此在火星上單獨(dú)使用旋翼飛行器又變得非常困難。

2006年發(fā)表在IEEE會(huì)議上的文章“Mars Science Laboratory Entry,Descent,and Landing System”中給出了一種火星著陸的動(dòng)力系統(tǒng)方案，在下降過(guò)程中使用8臺(tái)變推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，落點(diǎn)精度較低，通過(guò)文章中所給的數(shù)據(jù)，計(jì)算得到的推進(jìn)效率只有1.72％。

2003年5-6月發(fā)表在JOURNAL OFAIRCRAFT上的文章“Design ofa Martian Autonomous Rotary-Wing Vehicle”中提出了用于火星著陸的多種旋翼動(dòng)力系統(tǒng)方案，包括四旋翼、共軸雙旋翼、單旋翼加尾槳等方式。但是所有動(dòng)力系統(tǒng)中旋翼的動(dòng)力來(lái)源均未使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，而是使用燃料電池系統(tǒng)提供動(dòng)力，而且主要在火星表面巡航時(shí)使用。

2012年1月發(fā)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”提出了一種燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)的空氣渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)(GG-ATR)。該動(dòng)力系統(tǒng)利用燃?xì)獍l(fā)生器驅(qū)動(dòng)渦輪，渦輪驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)，壓氣機(jī)吸入的空氣在燃燒室后段進(jìn)行補(bǔ)燃。該方案相比純火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，減小了氧化劑的攜帶量，在一定程度上提高了推進(jìn)效率。但是由于尾噴管尾氣總焓仍然很高，因此仍然沒(méi)有充分利用推進(jìn)劑的能量。并且由于燃?xì)獍l(fā)生器尾氣直接驅(qū)動(dòng)渦輪，對(duì)渦輪的要求較高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有技術(shù)中火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)效率低，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣帶走很多能量，不能有效利用推進(jìn)劑的能量的這些缺陷，本發(fā)明提出了一種火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)，用于星球下降過(guò)程中使用，其能夠提高推進(jìn)劑利用效率，進(jìn)而提高推進(jìn)效率。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：

一種火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)，包括壓氣機(jī)、環(huán)形混合室、高壓渦輪、低壓渦輪、尾噴管、燃?xì)獍l(fā)生器、內(nèi)軸、外軸、進(jìn)氣口、外殼、氧化劑供應(yīng)管路、燃料供應(yīng)管路和旋翼槳盤；

所述外殼上開(kāi)設(shè)有進(jìn)氣口，外殼內(nèi)的壓氣機(jī)通過(guò)進(jìn)氣口吸入大氣，所述環(huán)形混合室位于壓氣機(jī)的下方，所述壓氣機(jī)的出口端連接環(huán)形混合室的入口端，所述環(huán)形混合室的外圍連接有一臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器，所述環(huán)形混合室的下方設(shè)置有高壓渦輪，高壓渦輪通過(guò)外軸與壓氣機(jī)連接并帶動(dòng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成壓氣機(jī)的機(jī)械能；低壓渦輪設(shè)置在高壓渦輪的下方，并通過(guò)內(nèi)軸與外殼外的旋翼槳盤連接，低壓渦輪通過(guò)內(nèi)軸帶動(dòng)旋翼槳盤轉(zhuǎn)動(dòng)，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成旋翼槳盤的機(jī)械能；尾噴管設(shè)置在環(huán)形混合室的出口端，尾噴管是具有收縮段、喉部以及擴(kuò)張段拉法爾噴管，尾噴管收縮段的頂端與環(huán)形混合室的出口連接，尾噴管擴(kuò)張段的尾端與外殼相連接，尾噴管用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)換成火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)的動(dòng)能，外殼與尾噴管出口相連接。

進(jìn)一步地，所述進(jìn)氣口開(kāi)設(shè)在外殼的頂部，進(jìn)氣口的位置與外殼內(nèi)壓氣機(jī)的進(jìn)氣口相對(duì)應(yīng)。

進(jìn)一步地，所述環(huán)形混合室的外圍連接有兩臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器，兩臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器均分別通過(guò)彎管與環(huán)形混合室聯(lián)通，兩臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器成軸對(duì)稱分布在環(huán)形混合室的外圍。

進(jìn)一步地，所述燃?xì)獍l(fā)生器均與氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路連接，氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路上均設(shè)置有與燃?xì)獍l(fā)生器一一對(duì)應(yīng)的輸出接口且輸出接口均位于燃?xì)獍l(fā)生器的上方，氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路通過(guò)輸出接口為各燃?xì)獍l(fā)生器提供氧化劑和燃料，氧化劑供應(yīng)管路和燃料供應(yīng)管路的輸入端分別連接在外殼上設(shè)置的氧化劑供應(yīng)接口和燃料供應(yīng)接口上。

進(jìn)一步地，所述氧化劑供應(yīng)管路以及燃料供應(yīng)管路均呈環(huán)形分布，且氧化劑供應(yīng)管路以及燃料供應(yīng)管路均設(shè)置在燃?xì)獍l(fā)生器的上方。

進(jìn)一步地，在氧化劑供應(yīng)管路和外殼之間還包括氧化劑流量調(diào)節(jié)元件，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器的氧化劑流量；在燃料供應(yīng)管路和外殼之間還包括燃料流量調(diào)節(jié)元件，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器的燃料流量。

進(jìn)一步地，氧化劑流量調(diào)節(jié)元件是氧化劑可調(diào)汽蝕文氏管，燃料流量調(diào)節(jié)元件是燃料可調(diào)汽蝕文氏管。

進(jìn)一步地，旋翼槳盤上連接有兩片以上成軸對(duì)稱分布的槳葉，所述旋翼槳盤設(shè)置在外殼頂端的上方，旋翼槳盤連接固定在內(nèi)軸上端且由內(nèi)軸驅(qū)動(dòng)進(jìn)而帶動(dòng)其上的槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力。

進(jìn)一步地，所述內(nèi)軸上設(shè)置有減速器，減速器為機(jī)內(nèi)偏心式減速器，減速器通過(guò)內(nèi)軸連接低壓渦輪和旋翼槳盤，用于匹配低壓渦輪和旋翼槳盤的轉(zhuǎn)速。

進(jìn)一步地，壓氣機(jī)為六級(jí)軸流式壓氣機(jī)，等級(jí)增壓，單級(jí)增壓比為2.33。燃?xì)獍l(fā)生器的混合比為3.5，噴管收縮比為2。高壓渦輪和低壓渦輪為沖擊反作用式渦輪，其中高壓渦輪的落壓比為4.36，低壓渦輪4的落壓比為1.33。

進(jìn)一步地，尾噴管為錐形噴管，噴管面積比為3.93，出口張角為25°。

進(jìn)一步地，內(nèi)軸和外軸均為空心軸，且外軸的高度與壓氣機(jī)出口的高度相平。

本發(fā)明的有益效果在于：

本發(fā)明通過(guò)設(shè)置壓氣機(jī)，壓氣機(jī)將火星大氣進(jìn)行加壓，并與燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)庠诃h(huán)形混合室進(jìn)行混合，混合后的氣體驅(qū)動(dòng)高壓渦輪轉(zhuǎn)動(dòng)，高壓渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)；混合后氣體繼續(xù)驅(qū)動(dòng)低壓渦輪轉(zhuǎn)動(dòng)，再通過(guò)變速機(jī)構(gòu)，進(jìn)而帶動(dòng)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)，旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)即可產(chǎn)生一部分升力?；旌虾蟮母邷馗邏喝?xì)饨?jīng)過(guò)渦輪以后，盡管會(huì)損失一部分壓力和溫度，但經(jīng)過(guò)后面的大面積比尾噴管以后，仍然可以產(chǎn)生足夠的噴管出口速度，產(chǎn)生另一部分升力。

由于高壓渦輪和低壓渦輪帶走了高溫高壓混合氣體的一部分能量，尾噴管出口的氣體速度減小，進(jìn)而減小了尾氣帶走的能量，提高了推進(jìn)劑利用效率，最終提高了推進(jìn)效率。

本發(fā)明通過(guò)環(huán)形混合室將大氣與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣混合，降低了渦輪前溫度，減輕了對(duì)渦輪的要求。

本發(fā)明通過(guò)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼組合，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣的一部分能量傳遞給旋翼，減小了尾氣帶走的能量，進(jìn)而提高推進(jìn)效率。

附圖說(shuō)明

圖1為一種火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為一種火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說(shuō)明。

參照?qǐng)D1和圖2，本發(fā)明提供一種火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。本發(fā)明一種火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)，包括壓氣機(jī)1、環(huán)形混合室2、高壓渦輪3、低壓渦輪4、尾噴管5、燃?xì)獍l(fā)生器6、內(nèi)軸7、外軸8、減速器9、進(jìn)氣口10、燃料流量調(diào)節(jié)元件11、氧化劑流量調(diào)節(jié)元件12、外殼13、氧化劑供應(yīng)管路14、燃料供應(yīng)管路15、彎管16、旋翼槳盤17和槳葉18。

壓氣機(jī)1，用于吸入大氣，并對(duì)大氣增溫增壓；環(huán)形混合室2，連接在所述壓氣機(jī)1的下游，用于將從外殼13頂部開(kāi)設(shè)的進(jìn)氣口10吸入的大氣與來(lái)自燃?xì)獍l(fā)生器6的高溫高壓燃?xì)饣旌?，產(chǎn)生混合氣體；燃?xì)獍l(fā)生器6，通過(guò)彎管16連接在環(huán)形混合室2的四周，多臺(tái)燃?xì)獍l(fā)生器6成軸對(duì)稱分布，并通過(guò)氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15與外殼13上設(shè)置的氧化劑供應(yīng)接口和燃料供應(yīng)接口連接。燃?xì)獍l(fā)生器6用于產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)?。高壓渦輪3，連接在環(huán)形混合室2的下游，并通過(guò)外軸8與壓氣機(jī)1連接，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成壓氣機(jī)的機(jī)械能；低壓渦輪4，連接在高壓渦輪3的下游，并通過(guò)內(nèi)軸7與旋翼槳盤17連接，用于將混合氣體的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成旋翼槳盤的機(jī)械能；尾噴管5設(shè)置在環(huán)形混合室的出口端，尾噴管應(yīng)是具有收縮段、喉部以及擴(kuò)張段拉法爾噴管，尾噴管收縮段的頂端與環(huán)形混合室的出口連接，尾噴管擴(kuò)張段的尾端與外殼相連接；旋翼槳盤17，位于外殼13上方，與內(nèi)軸7上端相連接，用于帶動(dòng)槳葉旋轉(zhuǎn)；槳葉18，旋翼槳盤17上連接有兩片以上成軸對(duì)稱分布的槳葉，所述旋翼槳盤17設(shè)置在外殼頂端的上方，旋翼槳盤17連接固定在內(nèi)軸上端且由內(nèi)軸驅(qū)動(dòng)進(jìn)而帶動(dòng)其上的槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力。

參見(jiàn)圖1，圖2，壓氣機(jī)1，用于吸入大氣(大氣可以是火星大氣CO2，也可以空氣等，根據(jù)著陸的星球不同，可以是其它氣體)，并對(duì)大氣增溫增壓，產(chǎn)生高溫高壓的氣體，將壓氣機(jī)的機(jī)械能轉(zhuǎn)化成氣體的內(nèi)能，為氣體進(jìn)入環(huán)形混合室2做好準(zhǔn)備。所述環(huán)形混合室2位于壓氣機(jī)1的下方，所述壓氣機(jī)1的出口端連接環(huán)形混合室2的入口端，環(huán)形混合室2用于將壓氣機(jī)1吸入的大氣與高溫高壓燃?xì)饣旌?，產(chǎn)生較為均勻的混合氣體，為驅(qū)動(dòng)高壓渦輪3和低壓渦輪4做準(zhǔn)備。

用于產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)獾娜細(xì)獍l(fā)生器6包括兩臺(tái)以上，兩臺(tái)以上的燃?xì)獍l(fā)生器均分別通過(guò)彎管16連接在環(huán)形混合室2的四周且成軸對(duì)稱分布(本實(shí)施例中有4臺(tái)，也可以是2臺(tái)或者3臺(tái))。燃?xì)獍l(fā)生器均與環(huán)形的氧化劑供應(yīng)管路14和環(huán)形的燃料供應(yīng)管路15連接，氧化劑供應(yīng)管路14以及燃料供應(yīng)管路15均設(shè)置在燃?xì)獍l(fā)生器6的上方。氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15上均設(shè)置有與燃?xì)獍l(fā)生器6一一對(duì)應(yīng)的輸出接口且輸出接口均位于燃?xì)獍l(fā)生器6的上方，氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15通過(guò)輸出接口為各燃?xì)獍l(fā)生器6提供氧化劑和燃料，氧化劑供應(yīng)管路14和燃料供應(yīng)管路15的輸入端分別連接在外殼13上設(shè)置的氧化劑供應(yīng)接口和燃料供應(yīng)接口上。

在氧化劑供應(yīng)管路14和外殼13之間還包括氧化劑流量調(diào)節(jié)元件12，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器6的氧化劑流量；在燃料供應(yīng)管路15和外殼13之間還包括燃料流量調(diào)節(jié)元件11，用于調(diào)節(jié)進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器6的燃料流量，最終改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器6產(chǎn)生的燃?xì)獾牧髁恳约皦毫ΓM(jìn)而改變高壓渦輪3和低壓渦輪4的功率。如圖2所示，氧化劑流量調(diào)節(jié)元件12可以是氧化劑可調(diào)汽蝕文氏管，燃料流量調(diào)節(jié)元件11可以是燃料可調(diào)汽蝕文氏管，既可以實(shí)現(xiàn)精確調(diào)節(jié)，又可以隔絕下游壓力振蕩對(duì)推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)的影響。

本實(shí)施例中，減速器9為機(jī)內(nèi)偏心式減速器，位于內(nèi)軸7的上游，通過(guò)內(nèi)軸7連接低壓渦輪4和旋翼槳盤17，用于匹配低壓渦輪4和旋翼槳盤17的轉(zhuǎn)速；壓氣機(jī)1為六級(jí)軸流式壓氣機(jī)，等級(jí)增壓，單級(jí)增壓比為2.33；燃?xì)獍l(fā)生器6的混合比為3.5，噴管收縮比為2；高壓渦輪3和低壓渦輪4為沖擊反作用式渦輪，其中高壓渦輪3的落壓比為4.36，低壓渦輪4的落壓比為1.33；尾噴管5為錐形噴管，噴管面積比為3.93，出口張角為25°；內(nèi)軸7和外軸8為空心軸，且外軸8的高度與壓氣機(jī)1出口的高度相平；彎管16的出口位置應(yīng)位于環(huán)形燃燒室2的上游，保證燃?xì)獍l(fā)生器6產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)馀c壓氣機(jī)1吸入的高溫高壓氣體充分混合，為驅(qū)動(dòng)高壓渦輪3和低壓渦輪4做功做準(zhǔn)備。

由上述描述可知，根據(jù)本發(fā)明的火箭旋翼著陸動(dòng)力系統(tǒng)充分利用了推進(jìn)劑的化學(xué)能，提高推進(jìn)效率；并且具備變推力功能，以便于為飛行器提供不同的加速度。

以上包含了本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例的說(shuō)明，這是為了詳細(xì)說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)特征，并不是想要將發(fā)明內(nèi)容限制在實(shí)施例所描述的具體形式中，依據(jù)本發(fā)明內(nèi)容主旨進(jìn)行的其他修改和變型也受本專利保護(hù)。本發(fā)明內(nèi)容的主旨是由權(quán)利要求書所界定，而非由實(shí)施例的具體描述所界定。