一种紧凑型涡电发动机、混合电推进系统、电动飞行器的制作方法

1.本发明涉及涡电发动机技术领域，特别地，涉及一种紧凑型涡电发动机，另外，还特别涉及一种采用上述紧凑型涡电发动机的混合电推进系统，另外，还涉及一种采用上述混合电推进系统的电动飞行器。

背景技术：

2.电动飞机正成为航空业发展的趋势，由于目前的技术水平不足以发展全电飞行器，混合电推进系统成为一种较优的技术选择，混电系统通常采用涡轮电发动机(简称涡电发动机)+电池系统组合形成，工作模式为涡电发动机恒定状态工作+电池系统调峰的模式，因为目前混合电推进系统使用的飞行包线(高度、速度)较窄，在采用电池系统调峰的条件下，可使得涡电发动机的工作状态可以保持恒定状态工作。其中，目前的涡电发动机大多基于现有的涡轴发动机简单改制而成，具体采用现有的涡轴发动机及发电机，通过在发动机转轴与电机转轴之间布置减速装置进行连接。而现有的涡轴发动机由于要适应于多工况，通常采用调整燃气涡轮转速+恒定动力涡轮转速的模式，以使得多工况工作下具有良好的性能，为了实现燃气涡轮转速和动力涡轮转速的分开控制，涡轴发动机需采用双转子结构。如图1所示，涡轴发动机采用压气机1、燃烧室2、燃气涡轮3和动力涡轮4串行布局，发动机支承的轴向距离较长，压气机1与动力涡轮4共用一根转子轴，燃烧室2与燃气涡轮3共用一根转子轴，当采用高压比的压气机1时，其燃气涡轮3与动力涡轮4的总级数不低于3级，结构较为复杂。
3.因此，现有的涡电发动机由于基于现有涡轴发动机简单改制而成，涡轴发动机的双转子结构较为复杂、轴向支承距离较长，且需对燃气涡轮转子及动力涡轮分别设置支承结构(含轴承、轴承腔供油及回油结构、密封结构等)，后期使用维护难度大，从而导致涡电发动机的结构十分复杂、重量和尺寸较大，不利于电动飞行器的小型化设计。而且，混合电推进系统中涡电发动机的工作状态恒定，涡轴发动机的多工况工作性能与涡电发动机的恒定工作状态需求不相匹配，浪费了涡轴发动机的多工况工作性能。因此，急需一种结构简单且紧凑的涡电发动机，以满足混合动力飞行器推进系统的发展需求。

技术实现要素：

4.本发明提供了一种紧凑型涡电发动机、混合电推进系统、电动飞行器，以解决现有涡电发动机存在的结构复杂、尺寸和重量较大的的技术问题。
5.根据本发明的一个方面，提供一种紧凑型涡电发动机，包括起发电机、压气机进口导叶、单离心压气机、压气机扩压器、燃烧室、涡轮、涡轮排气导叶和中心拉杆，所述起发电机、单离心压气机和涡轮沿所述中心拉杆的轴向依次设置，所述起发电机、单离心压气机和涡轮的转子件均固定安装在所述中心拉杆上，且所述单离心压气机的转子件与所述涡轮的转子件连接以实现扭矩传递，所述起发电机的静子件通过轴承支承在其转子件上，所述压气机进口导叶位于在所述单离心压气机的进气端，所述压气机扩压器位于所述单离心压气
机的排气端和所述燃烧室的进气端之间，所述涡轮位于所述燃烧室的排气端，所述涡轮排气导叶位于所述涡轮的排气端。
6.进一步地，所述中心拉杆的前后两端均设置有锁紧螺母，用于对所述单离心压气机、涡轮进行轴向预紧和定位。
7.进一步地，所述涡轮包括向心涡轮和轴流涡轮，所述向心涡轮位于所述燃烧室和轴流涡轮之间。
8.进一步地，所述单离心压气机的转子件与所述涡轮的转子件之间通过端齿连接或者花键连接。
9.进一步地，所述起发电机的静子件前端通过滚珠轴承进行支承，静子件后端通过滚棒轴承进行支承。
10.进一步地，在起动过程中，所述起发电机以电动机工作模式对发动机进行起动，起动成功后，起发电机以发电机工作模式吸收涡轮产生的机械功并发电。
11.进一步地，所述单离心压气机为高压比离心压气机。
12.进一步地，所述燃烧室为外置回流燃烧室。
13.另外，本发明还提供一种混合电推进系统，采用如上所述的紧凑型涡电发动机。
14.另外，本发明还提供一种电动飞行器，采用如上所述的混合电推进系统。
15.本发明具有以下效果：
16.本发明的紧凑型涡电发动机，取消了传统涡轴发动机轴和发电机轴之间的连接机构，而是采用中心拉杆作为单转子轴的同时也作为电机轴，并且发动机转子系统不设置轴承进行支承，整个转子系统仅通过起发电机的轴承进行支承，而发动机转子系统则采用悬臂式结构进行支承，通过采用发电机支承、发动机不支承的整体支承布局方式以及发动机轴与发电机轴共用中心拉杆的单转子结构方式，形成了短跨距的紧凑式涡电发动机，大大降低了发动机的结构复杂度，并且起支承作用的轴承位于前端，便于布置滑油冷却系统且可以大大减少滑油消耗量。本发明的紧凑型涡电发动机，大大降低了涡电发动机的结构复杂度并大幅缩短了系统支承的轴向距离，结构十分紧凑，整体重量和尺寸大大减小，有利于电动飞行器的小型化设计，并且可以满足混合电推进系统中的恒定工作状态要求。
17.另外，本发明的混合电推进系统、电动飞行器同样具有上述优点。
18.除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
19.构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
20.图1是现有涡电发动机的结构示意图。
21.图2是本发明优选实施例的紧凑型涡电发动机的结构示意图。
22.附图标记说明
23.1、压气机；2，50、燃烧室；3、燃气涡轮；4、动力涡轮；10、起发电机；20、压气机进口导叶；30、单离心压气机；40、压气机扩压器；60、涡轮；70、涡轮排气导叶；80、中心拉杆；90、锁紧螺母；61、向心涡轮；62、轴流涡轮；101、滚珠轴承；102、滚棒轴承。
具体实施方式
24.以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
25.如图2所示，本发明的优选实施例提供一种紧凑型涡电发动机，包括起发电机10、压气机进口导叶20、单离心压气机30、压气机扩压器40、燃烧室50、涡轮60、涡轮排气导叶70和中心拉杆80，所述起发电机10、单离心压气机30和涡轮60沿所述中心拉杆80的轴向依次设置，所述起发电机10、单离心压气机30和涡轮60的转子件均固定安装在所述中心拉杆80上，具体通过过盈配合的方式安装在中心拉杆80上，其中，所述起发电机10的转子件通过过盈配合的方式固定安装在单离心压气机30的离心叶轮前轴颈上，所述起发电机10的静子件通过轴承支承在其转子件上。相比于常规涡轴发动机，取消了发动机转子系统的支承结构，无需在压气机附件和涡轮附件处设置轴承进行支承，仅通过起发电机10的轴承进行支承，而发动机转子系统则采用悬臂式结构进行支承，省去了发动机转子系统的轴承供油和回油结构、密封结构等，从而降低了发动机的结构复杂度。所述压气机进口导叶20位于在所述单离心压气机30的进气端，所述压气机扩压器40位于所述单离心压气机30的排气端和所述燃烧室50的进气端之间，所述涡轮60位于所述燃烧室50的排气端，所述涡轮排气导叶70位于所述涡轮60的排气端。可以理解，所述起发电机10的静子件、压气机进口导叶20、单离心压气机30的静子件、压气机扩压器40、燃烧室50、涡轮60的静子件、涡轮排气导叶70等静子系统均固定安装在发动机的外机匣上或者背板上。
26.可以理解，本实施例的紧凑型涡电发动机，取消了传统涡轴发动机轴和发电机轴之间的连接机构，而是采用中心拉杆80作为单转子轴的同时也作为电机轴，并且发动机转子系统不设置轴承进行支承，整个转子系统仅通过起发电机10的轴承进行支承，而发动机转子系统则采用悬臂式结构进行支承，通过采用发电机支承、发动机不支承的整体支承布局方式以及发动机轴与发电机轴共用中心拉杆80的单转子结构方式，形成了短跨距的紧凑式涡电发动机，大大降低了发动机的结构复杂度，并且起支承作用的轴承位于前端，便于布置滑油冷却系统且可以大大减少滑油消耗量。本发明的紧凑型涡电发动机，大大降低了涡电发动机的结构复杂度并大幅缩短了系统支承的轴向距离，结构十分紧凑，整体重量和尺寸大大减小，有利于电动飞行器的小型化设计，并且可以满足混合电推进系统中的恒定工作状态要求。
27.可选地，所述中心拉杆80的前后两端均设置有锁紧螺母90，用于对所述单离心压气机30、涡轮60进行轴向预紧和定位。具体地，位于中心拉杆80前端的锁紧螺母90可以对起发电机10的转子件进行轴向定位，从而对单离心压气机30的离心叶轮前轴颈进行轴向定位，位于中心拉杆80后端的锁紧螺母90则对涡轮60的涡轮叶轮后轴颈进行轴向定位，通过前后两端的锁紧螺母90分别调节单离心压气机30、涡轮60在中心拉杆80上的位置，在实现两者轴向预紧连接后，锁死锁紧螺母90，保证了单转子结构的稳定性和可靠性。作为优选的，所述单离心压气机30的转子件与所述涡轮60的转子件之间通过端齿连接或者花键连接，不仅保证扭矩的可靠传递，而且进一步减少了发动机的轴向长度，保证发动机转子系统悬臂式支承结构的稳定性和可靠性，并进一步降低了发动机的结构复杂度。
28.可选地，所述涡轮60包括向心涡轮61和轴流涡轮62，所述向心涡轮61位于所述燃烧室50和轴流涡轮62之间。具体地，燃烧室50排出的高温燃气先经向心涡轮61从径向流动
转换至轴向流动并加速，然后再通过轴流涡轮62进行轴向加速后通过涡轮排气导叶70喷出。可以理解，本发明通过采用向心+轴流的组合式涡轮结构，不仅可以适用于大膨胀比的需求，而且相对于常规的全轴流涡轮，减少了级数，进一步降低了涡电发动机的结构复杂度和轴向尺寸。
29.可以理解，所述起发电机10的静子件前端通过滚珠轴承101进行支承，静子件后端通过滚棒轴承102进行支承。
30.可以理解，在起动过程中，所述起发电机10以电动机工作模式对发动机进行起动，起动成功后，起发电机10以发电机工作模式吸收涡轮60产生的机械功并发电。
31.可选地，所述单离心压气机30为高压比离心压气机，以提高涡电发动机的工作性能。
32.可选地，所述燃烧室50为外置回流燃烧室，可以大幅缩短涡电发动机的轴向长度，保证发动机转子系统悬臂式支承结构的稳定性和可靠性。其中，燃烧室50的火焰筒通过止动销钉固定安装在外机匣上。
33.另外，本发明的另一实施例还提供一种混合电推进系统，优选采用如上所述的紧凑型涡电发动机。具体地，所述混合电推进系统包括紧凑型涡电发动机和电池系统，电池系统与起发电机10电性连接，在起动时，电池系统给起发电机10供电以起动发动机，起动成功后，起发电机10产生的电能传输至电池系统进行存储。
34.另外，本发明的另一实施例还提供一种电动飞行器，采用如上所述的混合电推进系统。
35.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种紧凑型涡电发动机，其特征在于，包括起发电机(10)、压气机进口导叶(20)、单离心压气机(30)、压气机扩压器(40)、燃烧室(50)、涡轮(60)、涡轮排气导叶(70)和中心拉杆(80)，所述起发电机(10)、单离心压气机(30)和涡轮(60)沿所述中心拉杆(80)的轴向依次设置，所述起发电机(10)、单离心压气机(30)和涡轮(60)的转子件均固定安装在所述中心拉杆(80)上，且所述单离心压气机(30)的转子件与所述涡轮(60)的转子件连接以实现扭矩传递，所述起发电机(10)的静子件通过轴承支承在其转子件上，所述压气机进口导叶(20)位于在所述单离心压气机(30)的进气端，所述压气机扩压器(40)位于所述单离心压气机(30)的排气端和所述燃烧室(50)的进气端之间，所述涡轮(60)位于所述燃烧室(50)的排气端，所述涡轮排气导叶(70)位于所述涡轮(60)的排气端。2.如权利要求1所述的紧凑型涡电发动机，其特征在于，所述中心拉杆(80)的前后两端均设置有锁紧螺母(90)，用于对所述单离心压气机(30)、涡轮(60)进行轴向预紧和定位。3.如权利要求1所述的紧凑型涡电发动机，其特征在于，所述涡轮(60)包括向心涡轮(61)和轴流涡轮(62)，所述向心涡轮(61)位于所述燃烧室(50)和轴流涡轮(62)之间。4.如权利要求1所述的紧凑型涡电发动机，其特征在于，所述单离心压气机(30)的转子件与所述涡轮(60)的转子件之间通过端齿连接或者花键连接。5.如权利要求1所述的紧凑型涡电发动机，其特征在于，所述起发电机(10)的静子件前端通过滚珠轴承(101)进行支承，静子件后端通过滚棒轴承(102)进行支承。6.如权利要求1所述的紧凑型涡电发动机，其特征在于，在起动过程中，所述起发电机(10)以电动机工作模式对发动机进行起动，起动成功后，起发电机(10)以发电机工作模式吸收涡轮(60)产生的机械功并发电。7.如权利要求1所述的紧凑型涡电发动机，其特征在于，所述单离心压气机(30)为高压比离心压气机。8.如权利要求1所述的紧凑型涡电发动机，其特征在于，所述燃烧室(50)为外置回流燃烧室。9.一种混合电推进系统，其特征在于，采用如权利要求1～8任一项所述的紧凑型涡电发动机。10.一种电动飞行器，其特征在于，采用如权利要求9所述的混合电推进系统。

技术总结

本发明公开了一种紧凑型涡电发动机、混合电推进系统、电动飞行器，其取消了传统涡轴发动机轴和发电机轴之间的连接机构，而是采用中心拉杆作为单转子轴的同时也作为电机轴，整个转子系统仅通过起发电机的轴承进行支承，而发动机转子系统则采用悬臂式结构进行支承，通过采用发电机支承、发动机不支承的整体支承布局方式以及发动机轴与发电机轴共用中心拉杆的单转子结构方式，形成了短跨距的紧凑式涡电发动机，大大降低了发动机的结构复杂度并大幅缩短了系统支承的轴向距离，结构十分紧凑，整体重量和尺寸大大减小，有利于电动飞行器的小型化设计，并且轴承位于前端，便于布置滑油冷却系统且可以大大减少滑油消耗量。系统且可以大大减少滑油消耗量。系统且可以大大减少滑油消耗量。