一种高升限、高功重比辅助动力装置及飞机的制作方法

本发明属于航空，涉及一种辅助动力装置及飞机，具体涉及一种高升限、高功重比辅助动力装置及飞机。

背景技术：

1、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，产品多达百余种，功率从几十千瓦到上千千瓦，已成为现代军民用飞机必不可少的关键机载设备。

2、在国际上，美、俄、法等航空大国对辅助动力装置非常重视，都形成了各自的专业从事辅助动力装置的研制单位。在国内，虽然辅助动力装置的研制取得了一定的进步，基本满足了三、四代飞机的发展需要，勉强支撑了五代机的发展，但高升限、高功重比的辅助动力装置尚属空白。随着未来飞机飞行包线的增加，传统的辅助动力装置结构布局将很难满足，亟需创新发展辅助动力装置布局结构，以提升辅助动力装置高海拔下气动性能和功重比，满足未来飞机的功能性能需求。

3、针对于对转涡轮技术而言，最早在航空发动机领域提出，但是由于研究的深入，学者发现，采用对转涡轮，随着转速下降，低压涡轮进口气流角偏离高效区域，容易造成对转涡轮发动机效率急剧下降。虽然从原理上，低压涡轮利用高压涡轮转子出口气流产生的周向预旋直接做功，取消了导流叶片，减轻了零件的重量，但由于低折合转速下效率低等问题，对转涡轮技术在航空发动机领域未得到广泛的工程实际应用。相比于传统的航空发动机，辅助动力装置作为二次动力来源，常工作在90％～115％折合转速，转速工作区间较窄，采用对转涡轮理论上具有可行性，能够进一步减少本体重量，值得探索研究。

技术实现思路

1、为了解决现有的辅助动力装置结构布局性能较差，无法满足未来飞机的功能性能需求，本发明提供一种高升限、高功重比辅助动力装置，最大程度提升辅助动力装置装置在高海拔下的气动性能和功重比，满足未来飞机的功能性能需求。

2、本发明的技术方案如下：

3、一种高升限、高功重比辅助动力装置，包括进气道、负载压气机、核心压气机、双环腔燃烧室和对转涡轮；负载压气机和核心压气机设在进气道下游，负载压气机引气供给飞机的环控子系统和起动子系统，核心压气机对进气道的气流增压后提供给双环腔燃烧室，双环腔燃烧室为对转涡轮提供动力；其中，对转涡轮包括前排涡轮转子和后排涡轮转子，前排涡轮转子和后排涡轮转子转向相反，前排涡轮转子与核心压气机的转轴共轴，后排涡轮转子与负载压气机的转轴共轴。

4、进一步地，负载压气机包括进口导流叶片和负载叶轮，后排涡轮转子与负载叶轮共轴。

5、进一步地，核心压气机包括带分流叶片的离心叶轮和管式扩压器，离心叶轮对来自进气道的气流进行增压处理，管式扩压器再对气流进行降速增压；前排涡轮转子与离心叶轮共轴。

6、进一步地，双环腔燃烧室对前排涡轮转子进行驱动。

7、进一步地，对转涡轮还包括涡轮入口导叶，涡轮入口导叶控制来自双环腔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，再控制气流经过后排涡轮转子，后排涡轮转子对气流再进行减压处理，最后控制气流排出。

8、进一步地，双环腔燃烧室分为外环腔和内环腔；在辅助动力装置起动和慢车阶段只向外环腔供油；在设计工况下同时向两个环腔供油，设计工况包括地面维护工况和最大引气工况。

9、进一步地，对转涡轮的最佳运行工况设计在90％～115％折合转速内，前排涡轮转子与后排涡轮转子的落压比的比值为1.6：1～1.1：1，对转涡轮的整体落压比为4：1～9：1。

10、进一步地，负载压气机进口导流叶片采用可变弯度设计，进口角不变，出口角采用1～3台电机联合驱动调节；负载压气机的出气口可变角度为0～90°，负载压气机的进口导流叶片数目为20～60；并且在不同周向位置的3～6个叶片上打6～15mm的通孔，便于孔探维护检查。

11、进一步地，核心压气机的离心叶轮的分流叶片数目为1～3；离心叶轮的机匣布置有扩稳孔，扩稳孔数目为10～40。

12、进一步地，起发电机，由定子组件、转子组件、冷却组件构成，以实现辅助动力装置发电和起动功能一体化，所述起发电机发电功率0～1200kw。

13、进一步地，电子控制器，用于控制辅助动力装置双轴反向运行，并且带有健康管理及故障诊断模块，用于实时监测不同工况下辅助动力装置的稳定运行状态；

14、进一步地，进气道由树脂基复合材料加工成型，所述负载压气机、核心压气机由钛铝合金加工成型；所述双环腔燃烧室由金属基复合材料加工成型；所述对转涡轮由高温合金铸造成型，以实现轻质、长寿命需求。

15、进一步地，辅助动力装置功率量级为100～1500kw。

16、进一步地，一种飞机，包括以上任一所述的辅助动力装置。

17、本发明的有益效果如下：

18、本发明的一种高升限、高功重比辅助动力装置具有紧凑高效、稳定工作速域宽的优势，有利于提升辅助动力装置在高海拔下的气动性能和功重比，满足未来飞机高空飞行需求。

技术特征：

1.一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，包括进气道(1)、负载压气机、核心压气机、双环腔燃烧室和对转涡轮(13)；负载压气机和核心压气机设在进气道(1)下游，负载压气机引气供给飞机的环控子系统和起动子系统，核心压气机对进气道(1)的气流增压后提供给双环腔燃烧室(12)，双环腔燃烧室(12)为对转涡轮(13)提供动力；其中，对转涡轮(13)包括前排涡轮转子(15)和后排涡轮转子(16)，前排涡轮转子(15)和后排涡轮转子(16)转向相反，前排涡轮转子(15)与核心压气机的转轴共轴，后排涡轮转子(16)与负载压气机的转轴共轴。

2.根据权利要求1所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，负载压气机包括进口导流叶片和负载叶轮(3)，后排涡轮转子(16)与负载叶轮(3)共轴。

3.根据权利要求1所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，核心压气机包括带分流叶片的离心叶轮(4)和管式扩压器(11)，离心叶轮(4)对来自进气道(1)的气流进行增压处理，管式扩压器(11)再对气流进行降速增压；前排涡轮转子(15)与离心叶轮(4)共轴。

4.根据权利要求3所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，核心压气机的离心叶轮(4)的分流叶片数目为1～3；离心叶轮的机匣布置有扩稳孔，扩稳孔数目为10～40。

5.根据权利要求1所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，双环腔燃烧室(12)对前排涡轮转子(15)进行驱动。

6.根据权利要求1所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，对转涡轮(13)还包括涡轮入口导叶(14)，涡轮入口导叶(14)控制来自双环腔燃烧室的气流流向前排涡轮转子(15)，前排涡轮转子对气流进行减压处理，再控制气流经过后排涡轮转子(16)，后排涡轮转子对气流再进行减压处理，最后控制气流排出。

7.根据权利要求1所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，双环腔燃烧室(12)分为外环腔和内环腔；在辅助动力装置起动和慢车阶段只向外环腔供油；在设计工况下同时向两个环腔供油，设计工况包括地面维护工况和最大引气工况。

8.根据权利要求1所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，对转涡轮(13)的最佳运行工况设计在90％～115％折合转速内，前排涡轮转子(15)与后排涡轮转子(16)的落压比的比值为1.6：1～1.1：1，对转涡轮(13)的整体落压比为4：1～9：1。

9.根据权利要求1所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置，其特征在于，负载压气机进口导流叶片采用可变弯度设计，进口角不变，出口角采用1～3台电机联合驱动调节；负载压气机的出气口可变角度为0～90°，负载压气机的进口导流叶片数目为20～60；并且在不同周向位置的3～6个叶片上打6～15mm的通孔，便于孔探维护检查。

10.一种飞机，其特征在于，使用如权利要求1-9任意一项所述的一种高升限、高功重比辅助动力装置。

技术总结
本发明属于航空技术领域，公开了一种高升限、高功重比辅助动力装置及飞机，装置包括进气道、负载压气机、核心压气机、双环腔燃烧室和对转涡轮；负载压气机和核心压气机设在进气道下游，负载压气机引气供给飞机的环控子系统和起动子系统，核心压气机对进气道的气流增压后提供给双环腔燃烧室，双环腔燃烧室为对转涡轮提供动力；其中，对转涡轮包括前排涡轮转子和后排涡轮转子，前排涡轮转子和后排涡轮转子转向相反，前排涡轮转子与核心压气机的转轴共轴，后排涡轮转子与负载压气机的转轴共轴。本发明的装置紧凑高效、稳定工作速域宽的优势，有利于提升辅助动力装置在高海拔下的气动性能和功重比，满足未来飞机高空飞行需求。

技术研发人员：黄松,王鹏,薛晓波,蒋海明
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心
技术研发日：
技术公布日：2024/12/23