一种火箭旋翼着陆动力系统技术方案

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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种动力系统，尤其涉及一种用于有大气的星球着陆的动力系统。
技术介绍
随着星球EDL(Entry,Descent,andLanding)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“MarsScienceLaboratoryEntry,Descent,andLandingSystem”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JOURNALOFAIRCRAFT上的文章“DesignofaMartianAutonomousRotary-WingVehicle”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50thAIAAAerospaceSciencesMeetingincludingtheNewHorizonsForumandAerospaceExposition上的文章“DesignandPerformanceAnalysisofBio-EthanolFueledGG-cycleAirTurboRamjetEngine”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。
技术实现思路
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，本专利技术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。本专利技术采用的技术方案是：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。本专利技术的有益效果在于：本专利技术通过设置压气机，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。本专利技术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。本专利技术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专利技术作进一步说明。参照图1和图2，本专利技术提供一种火箭旋翼着陆动力系统结构示意图。本专利技术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、弯管本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：李清廉，崔朋，张北辰，刘昕晨，王小波，胡润生，王旭，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43