基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置制造方法及图纸

本公开提供了一种基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置，其包括主燃烧室，燃料在主燃烧室燃烧，并产生燃气；涡轮，由燃气推动；压气机，用于压缩空气；以及泵叶，用于加速水介质；其中，跨介质飞航器动力装置在空中飞行时以涡轮喷气推进模态工作，跨介质飞航器动力装置在水下潜航时以涡轮喷水推进模态工作；以及压气机、涡轮和泵叶采用共轴结构。

Power Device of Cross-Medium Aircraft Based on Compact Layout of Air-Water Channel

【技术实现步骤摘要】
基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置
本公开属于航空动力装置
，涉及一种跨介质飞航器动力装置，尤其涉及一种基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置。
技术介绍
跨介质飞航器作为新兴武器装备的发展趋势之一，它兼有飞行器的速度和潜航器的隐蔽性，可获取空中、水面、水下的敌我信息，是未来新型作战模式的需求。苏联在第二次世界大战之前就提出了飞行潜艇计划，并于1938经过反复设计和修改，完成了计划的方案，即LPL项目。20世纪70年代，美国为了将战略核武器分散部署以提高生存力，提出一种大型潜水飞机方案并完成了概念设计，但都因为战略原因未投入实际生产。进入21世纪，随着材料技术、动力装置的迅猛发展，研制跨介质飞行器的时机日趋成熟。水的密度、粘性系数和空气相差巨大，跨介质飞航器在航行原理、布局、稳定性、操纵性、材料、结构、动力等方面存在较大差异；跨介质飞行器的设计需要协调飞行器和潜航器不同的设计要求，而动力的一体化设计是研制跨介质飞航器的关键及难点。目前，现有较为成熟的航空燃气涡轮发动机、活塞发动机与水下电机或热动力驱动水桨或泵叶等方式仅能在单介质中正常工作。由于工作环境及跨介质飞航器的需求，跨介质动力装置必须保证紧凑合理的结构设计、较高的效率、高速飞行能力和较好的工程实现性，现有技术在这些方面均存在一定限制。
技术实现思路
为了解决至少一个上述技术问题，本公开提供了一种基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置，其包括主燃烧室，燃料在主燃烧室燃烧，并产生燃气；涡轮，由燃气推动；压气机，用于压缩空气；以及泵叶，用于加速水介质；其中，跨介质飞航器动力装置在空中飞行时以涡轮喷气推进模态工作，跨介质飞航器动力装置在水下潜航时以涡轮喷水推进模态工作；以及压气机、涡轮和泵叶采用共轴结构。根据本公开的至少一个实施方式，在涡轮喷气推进模态下，涡轮驱动压气机，燃气从排气流道排出，为跨介质飞航器提供动力；以及在涡轮喷水推进模态下，涡轮驱动泵叶，水介质从排水流道排出，为跨介质飞航器提供动力。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括蜗壳式进水道，蜗壳式进水道为水介质进入跨介质飞航器动力装置的通道。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括主燃烧室模式选择阀；在涡轮喷气推进模态下，主燃烧室模式选择阀处于打开状态；以及在涡轮喷水推进模态下，主燃烧室模式选择阀处于关闭状态，以防止燃气向压气机流动。根据本公开的至少一个实施方式，主燃烧室模式选择阀包括密封片、连杆和直线作动器，直线作动器与连杆的一端连接，连杆的另一端与密封片连接。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括空气流道密封机构；在涡轮喷气推进模态下，空气流道密封机构处于打开状态；以及在涡轮喷水推进模态下，空气流道密封机构处于关闭状态。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括泵推系统密封机构；在涡轮喷气推进模态下，泵推系统密封机构处于关闭状态；以及在涡轮喷水推进模态下，泵推系统密封机构处于打开状态。根据本公开的至少一个实施方式，涡轮喷气推进模态下，燃料为航空煤油。根据本公开的至少一个实施方式，涡轮喷水推进模式下，燃料为水下工作所需的推进剂。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括涡轮静叶可调机构，涡轮静叶可调机构用于调整静叶安装角，以分别满足涡轮喷气推进模态和涡轮喷水推进模态的工作要求。附图说明附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。图1是根据本公开至少一个实施方式的跨介质飞航器动力装置喷气推进工作模态结构示意图。图2是根据本公开至少一个实施方式的跨介质飞航器动力装置喷水推进工作模态结构示意图。图3是根据本公开至少一个实施方式的跨介质飞航器动力装置的蜗壳式进水道侧视图。图4是根据本公开至少一个实施方式的跨介质飞航器动力装置的主燃烧室模式选择阀开启示意图。图5是根据本公开至少一个实施方式的跨介质飞航器动力装置的主燃烧室模式选择阀关闭示意图。具体实施方式下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。本公开提出了一种跨介质飞航器动力装置方案，它在传统涡轮喷气推进系统和涡轮喷水推进系统的基础上引入主燃烧室模式选择阀3、密封机构、蜗壳式进水道8等部件实现空中和水下热动力方式的统一和两种动力系统的高度集成，并根据飞航器的出水、入水情况进行喷气推进模态与喷水推进模态之间的模态转换，从而持续为跨介质飞航器提供动力。在本公开的至少一个实施方式中，本公开提供了一种基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置，其主要包括涡轮喷气推进系统和涡轮喷水推进系统。具体地，如图1和图2所示，该动力装置包括涵道支板7；主燃烧室4，燃料在主燃烧室4燃烧，并产生燃气；涡轮6，由燃气推动；压气机2，用于压缩空气；泵叶11，用于加速水介质；主轴13，涡轮6通过主轴13与压气机2连接；以及动力输出轴12，泵叶11通过动力输出轴12与主轴13相连；其中，跨介质飞航器动力装置在空中飞行时以涡轮喷气推进模态工作，跨介质飞航器动力装置在水下潜航时以涡轮喷水推进模态工作；以及压气机2、涡轮6和泵叶11采用共轴结构。根据本公开的至少一个实施方式，在涡轮喷气推进模态下，涡轮6驱动压气机2，燃气从排气流道9排出，为跨介质飞航器提供动力；以及在涡轮喷水推进模态下，涡轮6驱动泵叶11，水介质从排水流道排出，为跨介质飞航器提供动力。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括蜗壳式进水道8，蜗壳式进水道8为水介质进入跨介质飞航器动力装置的通道。图3为蜗壳式进水道8侧视图。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括主燃烧室模式选择阀3；在涡轮喷气推进模态下，主燃烧室模式选择阀3处于打开状态；以及在涡轮喷水推进模态下，主燃烧室模式选择阀3处于关闭状态，以防止燃气向压气机2流动。根据本公开的至少一个实施方式，如图4和图5所示，主燃烧室模式选择阀3包括密封片16、连杆17和直线作动器18，直线作动器18与连杆17的一端连接，连杆17的另一端与密封片16连接。如图4所示，动力装置从涡轮喷水推进模态向涡轮喷气推进模态转换时，位于主燃烧室入口的直线作动器18收缩，带动连杆17运动，推动密封片16转动直至打开主燃烧室入口，开启涡轮喷气推进系统。如图5所示，动力装置从涡轮喷气推进模态向涡轮喷水推进模态转换时，位于主燃烧室入口的直线作动器18伸长，带动连杆17运动，推动密封片16转动直至封闭主燃烧室入口，开启涡轮喷水推进系统。根据本公开的至少一个实施方式，跨介质飞航器动力装置还包括空气流道密封机构1；在涡轮喷气推进模态下，空气流道密封机构1处于打开状态；以及在涡轮喷水推进模态下，空气流道密封机构1处于关闭状态。该空气流道密封机构1的结构和主燃烧室模式选择阀3本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置，其特征在于，所述跨介质飞航器动力装置包括主燃烧室，燃料在所述主燃烧室燃烧，并产生燃气；涡轮，所述涡轮由所述燃气推动；压气机，所述压气机用于压缩空气；以及泵叶，所述泵叶用于加速水介质；其中，所述跨介质飞航器动力装置在空中飞行时以涡轮喷气推进模态工作，所述跨介质飞航器动力装置在水下潜航时以涡轮喷水推进模态工作；以及所述压气机、所述涡轮和所述泵叶采用共轴结构。

【技术特征摘要】
1.一种基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置，其特征在于，所述跨介质飞航器动力装置包括主燃烧室，燃料在所述主燃烧室燃烧，并产生燃气；涡轮，所述涡轮由所述燃气推动；压气机，所述压气机用于压缩空气；以及泵叶，所述泵叶用于加速水介质；其中，所述跨介质飞航器动力装置在空中飞行时以涡轮喷气推进模态工作，所述跨介质飞航器动力装置在水下潜航时以涡轮喷水推进模态工作；以及所述压气机、所述涡轮和所述泵叶采用共轴结构。2.根据权利要求1所述的跨介质飞航器动力装置，其特征在于，在所述涡轮喷气推进模态下，所述涡轮驱动所述压气机，所述燃气从排气流道排出，为所述跨介质飞航器提供动力；以及在所述涡轮喷水推进模态下，所述涡轮驱动所述泵叶，所述水介质从排水流道排出，为所述跨介质飞航器提供动力。3.根据权利要求1所述的跨介质飞航器动力装置，其特征在于，所述跨介质飞航器动力装置还包括蜗壳式进水道，所述蜗壳式进水道为所述水介质进入所述跨介质飞航器动力装置的通道。4.根据权利要求1所述的跨介质飞航器动力装置，其特征在于，所述跨介质飞航器动力装置还包括主燃烧室模式选择阀；在所述涡轮喷气推进模态下，所述主燃烧室模式选择阀处于打开状态；以及在所述涡轮喷水推进模态下，所述主燃烧室模式选择阀处于关闭状态，以防止所述燃...

【专利技术属性】
技术研发人员：邵冬，卢娟，张启军，贾志刚，
申请(专利权)人：中国航空发动机研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11