一种辅助动力装置及辅助动力系统

IPRDB

API 数据接口

专利申请

使用指引 chat嘟嘟

会员体验

联系我们

交流群

现在联系顾问~

一种辅助动力装置及辅助动力系统
申请号	CN202311738297.7	申请日	2023-12-15	公开(公告)号	CN117722271A	公开(公告)日	2024-03-19
申请人	中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心;			发明人	黄松; 王鹏; 姜继明;
摘要	本发明提供一种辅助动力装置及辅助动力系统，属于动力装置技术领域，该辅助动力装置中，离心叶轮对来自进气道的气流进行增压处理，楔形扩压器再对气流进行降速增压；大膨胀比双级涡轮由涡轮入口导叶、前排涡轮转子等组成，前排涡轮转子和后排涡轮静子之间设有紧凑过渡段，涡轮入口导叶控制来自环形燃烧室的气流流向前排涡轮转子，前排涡轮转子对气流进行减压处理，再控制气流经过紧凑过渡段流向后排涡轮静子和后排涡轮转子，后排涡轮静子和后排涡轮转子对气流再进行减压处理，最后控制气流通过涡轮出口导叶流向排气段；为高功重比辅助动力装置，可实现紧凑高效的气动布局，提高辅助动力装置的性能，满足未来飞机的功能需求。
权利要求	1.一种辅助动力装置，其特征在于，包括：进气道、高压比单级离心压气机、环形燃烧室、大膨胀比双级涡轮、紧凑过渡段、排气段；所述高压比单级离心压气机由带串列叶片的离心叶轮、带分流叶片的楔形扩压器组成，离心叶轮对来自进气道的气流进行增压处理，楔形扩压器再对气流进行降速增压；所述大膨胀比双级涡轮由涡轮入口导叶、前排涡轮转子、后排涡轮静子、后排涡轮转子、涡轮出口导叶组成，前排涡轮转子和后排涡轮静子之间设有紧凑过渡段，涡轮入口导叶控制来自环形燃烧室的气流流向前排涡轮转子，前排涡轮转子对气流进行减压处理，再控制气流经过紧凑过渡段流向后排涡轮静子和后排涡轮转子，后排涡轮静子和后排涡轮转子对气流再进行减压处理，最后控制气流通过涡轮出口导叶流向排气段；所述紧凑过渡段的进出口面积比为1.0～1.4，中位角为20～40度，无量纲长高比为0.6～1.0。 2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述离心叶轮的增压比为7～14；串列叶片的前诱导轮设有S型前缘结构，后工作轮为前掠后弯结构，前诱导轮和后工作轮的相对周向位置为30％～70％栅距，所述栅距为相邻两前诱导轮的周向距离。 3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述楔形扩压器设有径向通道和轴向通道，所述楔形扩压器包括：主叶片和分流叶片，主叶片位于径向通道和轴向通道，分流叶片位于轴向通道；来自离心叶轮的气流先进入径向通道的主叶片再进入轴向通道的主叶片和分流叶片。 4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述楔形扩压器的主叶片和分流叶片沿所述辅助动力装置的周向均布，数目为20～60。 5.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述楔形扩压器的分流叶片相对于主叶片的位置由所述辅助动力装置的气动性能和结构强度振动特性确定。 6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，气流从环形燃烧室出口经过涡轮入口导叶后，依次经过前排涡轮转子、紧凑过渡段、后排涡轮静子、后排涡轮转子、涡轮出口导叶，气流经过涡轮入口导叶、前排涡轮转子后的降压能力与气流经过后排涡轮静子、后排涡轮转子后的降压能力的比值为1.5～1.1，总的落压比为6～11。 7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述进气道由树脂基碳纤维复合材料加工而成；所述高压比单级离心压气机由钛合金或钛铝合金加工而成。 8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述环形燃烧室、大膨胀比双级涡轮、紧凑过渡段、排气段由陶瓷基复合材料加工而成。 9.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述进气道中布置有多孔过滤器和进气消音器。 10.一种辅助动力系统，其特征在于，包括权利要求1至9任一所述的辅助动力装置。
说明书全文	一种辅助动力装置及辅助动力系统技术领域 [0001] 本申请属于动力装置技术领域，尤其涉及一种辅助动力装置及辅助动力系统。背景技术 [0002] 辅助动力装置是装在飞机上的一套不依赖机外任何能源、自成体系的小型发动机，用于为飞机发动机的起动、地面维护等提供电力和压缩空气等辅助能源，对提高飞机的安全性、自主保障性有重要作用。 [0003] 目前，高功重比的辅助动力装置尚属空白，自主研发才刚刚起步，创新发展十分薄弱。随着未来飞机几何空间的进一步限制和性能指标的不懈追求，传统气驱型低功重比的辅助动力装置架构将很难满足总体需求。由此，亟需提供一种高功重比辅助动力装置，以实现紧凑高效的气动布局，提高辅助动力装置的性能，满足未来飞机的功能需求。发明内容 [0004] 为了解决现有的低功重比的APU架构性能较差，无法满足未来飞机的功能需求，本发明提供一种高功重比辅助动力装置及辅助动力系统，能提升辅助动力装置及系统的功重比，最大程度提升辅助动力装置及系统的性能，满足未来飞机的功能需求，所述技术方案如下： [0005] 第一方面，提供一种辅助动力装置，包括：进气道、高压比单级离心压气机、环形燃烧室、大膨胀比双级涡轮、紧凑过渡段、排气段； [0006] 所述高压比单级离心压气机由带串列叶片的离心叶轮、带分流叶片的楔形扩压器组成，离心叶轮对来自进气道的气流进行增压处理，楔形扩压器再对气流进行降速增压； [0007] 所述大膨胀比双级涡轮由涡轮入口导叶、前排涡轮转子、后排涡轮静子、后排涡轮转子、涡轮出口导叶组成，前排涡轮转子和后排涡轮静子之间设有紧凑过渡段，涡轮入口导叶控制来自环形燃烧室的气流流向前排涡轮转子，前排涡轮转子对气流进行减压处理，再控制气流经过紧凑过渡段流向后排涡轮静子和后排涡轮转子，后排涡轮静子和后排涡轮转子对气流再进行减压处理，最后控制气流通过涡轮出口导叶流向排气段；所述紧凑过渡段的进出口面积比为1.0～1.4，中位角为20～40度，无量纲长高比为0.6～1.0。 [0008] 可选地，所述离心叶轮的增压比为7～14；串列叶片的前诱导轮设有S型前缘结构，后工作轮为前掠后弯结构，前诱导轮和后工作轮的相对周向位置为30％～70％栅距，所述栅距为相邻两前诱导轮的周向距离。 [0009] 可选地，所述楔形扩压器设有径向通道和轴向通道，所述楔形扩压器包括：主叶片和分流叶片，主叶片位于径向通道和轴向通道，分流叶片位于轴向通道；来自离心叶轮的气流先进入径向通道的主叶片再进入轴向通道的主叶片和分流叶片。 [0010] 可选地，所述楔形扩压器的主叶片和分流叶片沿所述辅助动力装置的周向均布，数目为20～60。 [0011] 可选地，所述楔形扩压器的分流叶片相对于主叶片的位置由所述辅助动力装置的气动性能和结构强度振动特性确定。 [0012] 可选地，气流从环形燃烧室出口经过涡轮入口导叶后，依次经过前排涡轮转子、紧凑过渡段、后排涡轮静子、后排涡轮转子、涡轮出口导叶，气流经过涡轮入口导叶、前排涡轮转子后的降压能力与气流经过后排涡轮静子、后排涡轮转子后的降压能力的比值为1.5～1.1，总的落压比为6～11。 [0013] 可选地，所述进气道由树脂基碳纤维复合材料加工形成；所述高压比单级离心压气机由钛合金或钛铝合金加工形成，以满足中低温轻质需求。 [0014] 可选地，所述环形燃烧室、大膨胀比双级涡轮、紧凑过渡段、排气段用陶瓷基复合材料加工而成，以满足耐高温轻质需求。 [0015] 可选地，所述进气道中布置有多孔过滤器和进气消音器，以减少吸入外物的可能，降低辅助动力装置的噪声水平。 [0016] 第二方面，提供一种辅助动力系统，包括第一方面任一所述的辅助动力装置。 [0017] 本发明提出的一种高功重比辅助动力装置及辅助动力系统，具有紧凑高效、稳定工作速域宽的优势，有利于提升辅助动力装置及系统的功重比，降低飞机的耗油率，满足新型飞行器高空长航时的飞行需求。附图说明 [0018] 图1为本发明实施例提供的辅助动力装置的示意图。 [0019] 图2是本发明实施例提供的串列叶片的示意图。 [0020] 图3是本发明实施例提供的紧凑过渡段的示意图。 [0021] 其中，1‑进气道，2‑离心叶轮，3‑楔形扩压器，4‑环形燃烧室，5‑大膨胀比双级涡轮，6‑紧凑过渡段，7‑排气段，8‑齿轮箱，9‑涡轮入口导叶、10‑前排涡轮转子、11‑后排涡轮静子、12‑后排涡轮转子、13‑涡轮出口导叶。具体实施方式 [0022] 下面通过具体的实施方式和附图对本申请作进一步详细说明。 [0023] 本发明提供一种辅助动力装置及辅助动力系统，具有紧凑高效、稳定工作速域宽的优势，有利于提升辅助动力装置及系统的功重比，降低飞机的耗油率，满足新型飞行器高空长航时的飞行需求。 [0024] 请参见图1，具体地，本发明实施例提供的一种辅助动力装置包括：进气道1、高压比单级离心压气机、环形燃烧室4、大膨胀比双级涡轮5、紧凑过渡段6、排气段7； [0025] 高压比单级离心压气机由带串列叶片的离心叶轮2、带分流叶片的楔形扩压器3组成，离心叶轮2对来自进气道1的气流进行增压处理，楔形扩压器3再对气流进行降速增压； [0026] 大膨胀比双级涡轮5由涡轮入口导叶9、前排涡轮转子10、后排涡轮静子11、后排涡轮转子12、涡轮出口导叶13组成，前排涡轮转子10和后排涡轮静子11之间设有紧凑过渡段6，涡轮入口导叶9控制来自环形燃烧室4的气流流向前排涡轮转子10，前排涡轮转子10对气流进行减压处理，再控制气流经过紧凑过渡段6流向后排涡轮静子11和后排涡轮转子12，后排涡轮静子11和后排涡轮转子12对气流再进行减压处理，最后控制气流通过涡轮出口导叶 13流向排气段7。 [0027] 请参见图3，紧凑过渡段6的进出口面积比Aout/Ain为1.0～1.4，中位角Φ为20～40度，无量纲长高比L/H为0.6～1.0；现有常规过渡段的进出口面积比Aout/Ain为1.0～1.4，中位角Φ为5～20度，无量纲长高比L/H为1.0～1.5，紧凑过渡段相比于常规过渡段，在进出口面积比一定的情况下，长度更短，径向高度差更大。 [0028] 请参见图2，离心叶轮2的增压比为7～14；串列叶片的前诱导轮设有S型前缘结构，后工作轮为前掠后弯结构，前诱导轮和后工作轮的相对周向位置为30％～70％栅距，栅距为相邻两前诱导轮的周向距离。 [0029] 请参见图1，楔形扩压器3设有径向通道和轴向通道，楔形扩压器包括：主叶片和分流叶片。主叶片位于径向通道和轴向通道。分流叶片位于轴向通道。来自离心叶轮的气流先进入径向通道的主叶片再进入轴向通道的主叶片和分流叶片，主叶片主要起到减速增压作用，分流叶片主要起到不均匀来流的分流和整合的作用。 [0030] 示例地，楔形扩压器3的主叶片和分流叶片沿辅助动力装置的周向均布，数目为20～60。 [0031] 本发明中，楔形扩压器的分流叶片相对于主叶片的位置由辅助动力装置的气动性能和结构强度振动特性确定。 [0032] 请参见图1，气流从环形燃烧室4出口经过涡轮入口导叶9后，依次经过前排涡轮转子10、紧凑过渡段6、后排涡轮静子11、后排涡轮转子12、涡轮出口导叶13，气流经过涡轮入口导叶9、前排涡轮转子10后的降压能力与气流经过后排涡轮静子11、后排涡轮转子12后的降压能力的比值为1.5～1.1，总的落压比为6～11。落压比为涡轮入口导叶9前的总压值与后排涡轮转子12出口总压值之比。 [0033] 示例地，进气道1由树脂基碳纤维复合材料加工形成；高压比单级离心压气机2由钛合金或钛铝合金加工形成，以满足中低温轻质需求。 [0034] 示例地，环形燃烧室4、大膨胀比双级涡轮5、紧凑过渡段6、排气段7用陶瓷基复合材料加工而成，以满足耐高温轻质需求。 [0035] 进一步地，在另一实施例中，进气道1中布置有多孔过滤器和进气消音器，以减少吸入外物的可能，降低辅助动力装置的噪声水平。 [0036] 示例地，多孔过滤器可以由聚酯纤维、毛毡、编织棉、环氧树脂丝网组成。 [0037] 此外，辅助动力装置还进一步包括附件装置，其大致可分为燃油组件、点火组件、滑油组件、控制组件、空气系统组件、测试组件、支承组件； [0038] 具体地，燃油组件主要包括燃油调节器、起动燃油排泄阀等部件； [0039] 点火组件主要包括点火器等部件； [0040] 滑油组件主要包括滑油泵等部件，用于润滑轴承等部件； [0041] 控制组件主要包括控制器、单向阀、引气阀、防喘阀等部件； [0042] 空气系统组件主要包括石墨密封组件、冷却隔热盘组件等； [0043] 测试组件主要包括压力探针、温度探针、转速传感器等部件； [0044] 支承组件主要包括滚珠轴承、滚动轴承、弹性支承等部件。 [0045] 关于附件装置的具体结构可以参考相关技术，在此不再赘述。 [0046] 本发明又一实施例还提供一种辅助动力系统，包括本发明实施例提供的辅助动力装置。此外，该辅助动力系统还包括应急动力装置、空气涡轮起动机、飞机附件机匣等。 [0047] 本发明实施例提供的辅助动力装置给辅助动力系统提供诸如飞机机翼防冰、座舱环控、电源、液压等辅助能源，协调空气涡轮起动机辅助主发动机快速起动，减少主发动机的燃油消耗，延长主发动机的使用寿命，降低飞机的全寿命维修费用，提高飞机自保障能力。 [0048] 应急动力装置用于在飞机出现空中停车、主液压系统、电源系统故障灯紧急情况时，一方面可以通过齿轮箱驱动辅助发电机和辅助液压泵，产生应急电功率和应急液压功率，另一方面，可以经齿轮箱带动辅助动力装置转动，使得辅助动力装置点火启动并接替应急动力装置的工作，实现能源的持续输出。 [0049] 空气涡轮起动机使用辅助动力装置或者气源车提供的气源驱动主发动机，满足主发动机起动需求。 [0050] 飞机附件机匣用于传递发动机轴功率，驱动飞机附件机匣的液压泵、发电机、燃油泵等飞机附件，为飞机正常飞行提供所需电源和液压能源。 [0051] 以上仅表达了本申请的实施方式，其描述较为具体和详细，但且不能因此而理解为对专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。另外，本申请未详尽部分均为常规技术。