一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机
本发明涉及飞行器技术领域，具体公开一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机。所述伴随发动机，包括筒体、燃油喷嘴、旋流器、火焰筒和收扩喷管；所述筒体前经管路与主发动机机匣相连，引入主发动机的压气机后高压气体。本发明提供的伴随发动机，通过旋流器、火焰筒设计，引入压气机后高压气体燃烧后膨胀做功，产生矢量推力，无需增压部件和额外气源即能够提供100N矢量推力，在进气总温为520K，总压0.47MPa，燃料为航空煤油条件下，该伴随发动机流量为0.1Kg/s，燃烧室效率>98％，适合用于小型飞行器。
发明专利
CN202311414194.5
2023-10-30
CN117328998A
2024-01-02
F02C7/00(2006.01)
北京动力机械研究所
郭依尘;蔡文哲;王文正;高中亚;谷多多;郭昆
100074 北京市丰台区云岗西里1号
中国兵器工业集团公司专利中心
严子润
北京;11
1.一种用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，包括筒体(1)、燃油喷嘴(2)、旋流器(3)、火焰筒(4)和收扩喷管(5)；所述筒体(1)前经管路与主发动机机匣相连，引入主发动机的压气机后高压气体； 所述筒体(1)包括首段、中间段和尾段；所述筒体(1)中间段部分为轴对称筒型薄壁结构，所述筒体(1)的入口至中间段部分入口处的首段为逐渐扩张的台型薄壁结构，所述中间段部分后接筒体(1)尾段；所述筒体(1)尾段为内部中空的柱形结构，所述内部中空部分为逐渐收缩的台型，筒体(1)尾段后接有收扩喷管(5)； 所述收扩喷管(5)为内部中空的台形结构，所述中空部分包括收缩段和扩张段，为收缩段一端大、扩张段一端小的轴对称沙漏型，与筒体(1)尾段部分相接处至喷管出口的变化为先逐渐收缩后再扩张，横截面最小处靠近收扩喷管(5)的喷管出口一侧； 所述火焰筒(4)通过与筒体(1)尾段连接固定于筒体(1)内，火焰筒(4)与筒体(1)同轴且与筒体(1)中间段的筒壁之间设有等距空隙，火焰筒(4)出口端与收扩喷管(5)中空部分连通相接，火焰筒(4)入口端前接有旋流器(3)；火焰筒(4)壁面均布设有发散小孔，所述发散小孔间的轴向孔间距为1/8的火焰筒(4)总长度，所述发散小孔的横截面与发散小孔所在处的火焰筒(4)壁切面呈10～20°夹角； 所述旋流器(3)靠近火焰筒(4)一端的开口处对称均布地设有若干向旋流器(3)中心侧弯折的叶片，所述叶片与旋流器(3)轴心的夹角为35～45°； 所述叶片设计和能够改变来流空气的速度方向，形成有利于点火的回流区；所述火焰筒(4)和发散小孔设计使得气流一部分经旋流器(3)进入火焰筒(4)与油混合，另一部分从火焰筒(4)外侧，经发散小孔进入火焰筒(4)，起到冷却火焰筒(4)的作用； 所述燃油喷嘴(2)设置于旋流器(3)内部，与旋流器(3)同轴；所述燃油喷嘴(2)中心处接有油管，所述油管通过筒体(1)首段侧壁接于外部供油源。 2.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述引入主发动机的压气机后高压气体进气总温为520K，总压0.47Mpa。 3.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述燃油喷嘴(2)的油管外部供油源为航空煤油。 4.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述收扩喷管(5)的中空部分内壁面“Lee”样条曲线，收缩段和扩张段长度比为4:1。 5.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述旋流器(3)叶片共10个，与旋流器(3)轴心的夹角为40°。 6.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述火焰筒(4)壁面发散小孔间的轴向孔间距为1/8的火焰筒(4)总长度，共有8排小孔，最边上两排孔各距离火焰筒(4)边缘为1/16的火焰筒(4)总长度；发散小孔与所在处的火焰筒(4)壁切面呈15°夹角。 7.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述火焰筒(4)、收扩喷管(5)采用高温合金材料，其他部件采用不锈钢材料。 8.根据权利要求7所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述旋流器(3)采用3D打印技术成形，其他部件采用数控铣削加工。 9.根据权利要求1所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述筒体(1)前通过法兰连接管路；所述筒体(1)后通过法兰连接收扩喷管(5)。 10.根据权利要求9所述的用于小型飞行器矢量推进的伴随发动机，其特征在于，所述旋流器(3)、火焰筒(4)、喷管(5)之间通过焊接相连，燃油喷嘴(2)与油管焊接。