本發(fā)明屬于無人飛行器動力領域，具體涉及一種一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)。

背景技術：

1、近來，小型無人機技術迅速發(fā)展，在航空領域展現(xiàn)出旺盛的生命力，成為世界各國爭相研究的熱點。此外，信息共享技術、協(xié)同技術等新型技術的提出與應用正推動著小型飛行器應用領域的拓展，如高空偵查、檢測、救災、物資投送等。

2、為實現(xiàn)飛行器工作區(qū)間向高海拔拓展，動力系統(tǒng)的選型至關重要。反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機體積小、功重比高、航時長，可實現(xiàn)飛行器遠距離、低速、低油耗巡航；而小型液體火箭發(fā)動機動力強勁、加速性能好，可提高飛行器響應速度，快速抵達目標地域。

3、截至目前，液體火箭發(fā)動機大多用于中大型航空航天飛行器，作為前幾級動力系統(tǒng)。而微小型飛行器大多采用內(nèi)燃機、電動力、小型渦噴等發(fā)動機作為動力。然而，電動力存在續(xù)航能力不足、工作裕度(工作海拔、工作溫度)較窄，且加速性能差；小型渦噴發(fā)動機推力大，但油耗過高；傳統(tǒng)內(nèi)燃機動力性能較差，發(fā)動機高空功率衰減更加明顯。相比較以上動力系統(tǒng)，反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機體積更小，功重比更高、續(xù)航能力更強，在高空飛行器動力系統(tǒng)領域具有良好的前景。

4、然而，反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機-液體火箭發(fā)動機組合動力研究尚處于空白。將反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機-液體火箭發(fā)動機組合動力應用于微小型飛行器，可以兼顧兩種動力系統(tǒng)的優(yōu)勢，實現(xiàn)高速運行、低速巡航兩種工作狀態(tài)轉(zhuǎn)變。組合動力可用于初始階段快速響應、抵達目標地域，后續(xù)階段長航時巡航，可用于快速救災、偵查等功能飛行器，具有良好的應用前景。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的在于提供一種一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，以解決上述存在的技術問題。本發(fā)明通過設置微型液體火箭發(fā)動機為第一級巡飛器動力，反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機作為第二級無人機動力，同時作為驅(qū)動帶動增壓裝置工作。通過串聯(lián)式設置兩級動力系統(tǒng)，同時提高無人飛行器快速響應能力與長時間巡航能力。

2、為達到上述目的，本發(fā)明采用以下技術方案：

3、一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，包括飛行器殼體，在飛行器殼體前段布置有氧化劑供應系統(tǒng)和燃料供應系統(tǒng)，在飛行器殼體中段布置有增壓裝置、反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)，在飛行器殼體尾部布置有微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)；

4、氧化劑供應系統(tǒng)與燃料供應系統(tǒng)一方面與反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)相連接，另一方面通過增壓裝置與微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)相連接；控制系統(tǒng)用于控制燃料與氧化劑流量以及發(fā)動機點火時機。

5、本發(fā)明進一步的改進在于，飛行器殼體呈圓筒狀，包括分別通過連接器依次連接的巡飛器前段、巡飛器中段和巡飛器尾部，巡飛器中段中布置有無人機殼體；巡飛器中段分為兩級，第一級微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)動力工作完畢后，此處的連接器解除約束，無人機殼體由第二級反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)提供推力。

6、本發(fā)明進一步的改進在于，巡飛器前段呈橢圓狀。

7、本發(fā)明進一步的改進在于，氧化劑供應系統(tǒng)包括中儲氧罐和供氧管路，儲氧罐內(nèi)存有高壓氧氣，布置于巡飛器前段內(nèi)，供氧管路一端與儲氧罐連接，另一端與反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)和增壓裝置的供氧端連接，且供氧量分別通過供氧總閥門與轉(zhuǎn)子發(fā)動機供氧閥門調(diào)節(jié)。

8、本發(fā)明進一步的改進在于，燃料供應系統(tǒng)包括燃料箱、供油管路和燃油預熱管路，燃料箱內(nèi)存有航煤燃料，燃料箱沿周向安裝于儲氧罐上，供油管路一端連接于燃料箱，另一端連接于反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)和增壓裝置的燃料端，供油量分別通過供油總閥門與轉(zhuǎn)子發(fā)動機供油閥門調(diào)節(jié)；燃油預熱管路布置在微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)處，用于與尾噴管內(nèi)的高溫尾氣熱交換，實現(xiàn)燃油預熱，提高燃燒效率。

9、本發(fā)明進一步的改進在于，增壓裝置采用離心式增壓結(jié)構，包括主動齒輪、從動齒輪、渦輪泵主軸、增壓渦輪、渦輪泵殼體、渦輪泵端蓋和支撐軸承；

10、渦輪泵殼體與渦輪泵端蓋組成內(nèi)腔，支撐軸承安裝于巡飛器中段上，用于定位渦輪泵主軸；從動齒輪安裝于渦輪泵主軸上，并與主動齒輪嚙合；增壓渦輪安裝于渦輪泵殼體內(nèi)，與渦輪泵主軸過盈配合；渦輪泵殼體設置進、出口，分別與供氧管路、供油管路和燃油預熱管路連接。

11、本發(fā)明進一步的改進在于，反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)包括化油器、進氣歧管、轉(zhuǎn)子發(fā)動機本體、轉(zhuǎn)子發(fā)動機點火器和發(fā)動機輸出主軸；

12、化油器與供油管路連接，進氣歧管與供氧管路連接；化油器與供氧管路均與轉(zhuǎn)子發(fā)動機本體的進氣管道連接；轉(zhuǎn)子發(fā)動機點火器通過發(fā)動機控制系統(tǒng)控制；發(fā)動機輸出主軸穿過轉(zhuǎn)子發(fā)動機本體，與主動齒輪連接，通過旋轉(zhuǎn)向外輸出扭矩。

13、本發(fā)明進一步的改進在于，微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)包括氧化劑噴注器、噴油嘴、火箭發(fā)動機點火器和尾噴管；

14、氧化劑噴注器分散布置、垂直安裝于尾噴管頭部，噴油嘴與燃油預熱管路連接，周向安裝于尾噴管前段，沿氣流方向向后呈斜45°布置；火箭發(fā)動機點火器周向布置于尾噴管前段，通過發(fā)動機控制系統(tǒng)控制；尾噴管安裝于巡飛器尾部上。

15、本發(fā)明進一步的改進在于，尾噴管呈收斂-擴張形狀。

16、本發(fā)明進一步的改進在于，包括控制器、氧化劑閥門控制器、供油閥門控制線路和點火控制線路；

17、氧化劑閥門控制器與供油閥門控制線路分別與供養(yǎng)總閥門、轉(zhuǎn)子發(fā)動機供氧閥門、供油總閥門、轉(zhuǎn)子發(fā)動機供油閥門連接，通過控制器電信號控制閥門開度，控制反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)和微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)的燃油供應量；點火控制線路與轉(zhuǎn)子發(fā)動機點火器、火箭發(fā)動機點火器連接，通過控制器電信號控制點火時刻。

18、與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明至少具有以下有益的技術效果：

19、在工作裕度方面，本發(fā)明采用反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機-液體火箭發(fā)動機組合動力，采用航煤為燃料，相較于傳統(tǒng)的單一動力，如內(nèi)燃機、渦噴發(fā)動機，組合動力系統(tǒng)中的高效反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機以及液體火箭發(fā)動機使得飛行器工作海拔更高，可適用于高空低溫低壓工作環(huán)境。

20、在執(zhí)行任務方面，本發(fā)明中的組合動力可使得飛行器在開始工作或加速階段使用液體火箭發(fā)動機，獲得更高的飛行速度與加速度，可適用于啟動加速、快速抵達等工作狀態(tài)；在勻速飛行階段，飛行器舍棄液體火箭動力，以轉(zhuǎn)子發(fā)動機為動力，維持更長的續(xù)航時間，可適用于抵達目標地點附近的長時間巡航工況。

21、在動力系統(tǒng)布置方面，本發(fā)明中的反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機一方面作為無人機動力系統(tǒng)，另一方面通過曲軸齒輪機構帶動小型增壓器，為液體火箭發(fā)動機燃料與氧化劑增壓，實現(xiàn)高效燃燒。組合動力空間布置高效，占據(jù)體積更小，增加了無人飛行器負載，可攜帶更多的檢測設備、救援物資、滅火粉劑等物品。

技術特征：

1.一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，包括飛行器殼體，在飛行器殼體前段布置有氧化劑供應系統(tǒng)和燃料供應系統(tǒng)，在飛行器殼體中段布置有增壓裝置、反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)，在飛行器殼體尾部布置有微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)；

2.根據(jù)權利要求1所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，飛行器殼體呈圓筒狀，包括分別通過連接器依次連接的巡飛器前段、巡飛器中段和巡飛器尾部，巡飛器中段中布置有無人機殼體；巡飛器中段分為兩級，第一級微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)動力工作完畢后，此處的連接器解除約束，無人機殼體由第二級反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)提供推力。

3.根據(jù)權利要求2所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，巡飛器前段呈橢圓狀。

4.根據(jù)權利要求2所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，氧化劑供應系統(tǒng)包括中儲氧罐和供氧管路，儲氧罐內(nèi)存有高壓氧氣，布置于巡飛器前段內(nèi)，供氧管路一端與儲氧罐連接，另一端與反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)和增壓裝置的供氧端連接，且供氧量分別通過供氧總閥門與轉(zhuǎn)子發(fā)動機供氧閥門調(diào)節(jié)。

5.根據(jù)權利要求4所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，燃料供應系統(tǒng)包括燃料箱、供油管路和燃油預熱管路，燃料箱內(nèi)存有航煤燃料，燃料箱沿周向安裝于儲氧罐上，供油管路一端連接于燃料箱，另一端連接于反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)和增壓裝置的燃料端，供油量分別通過供油總閥門與轉(zhuǎn)子發(fā)動機供油閥門調(diào)節(jié)；燃油預熱管路布置在微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)處，用于與尾噴管內(nèi)的高溫尾氣熱交換，實現(xiàn)燃油預熱，提高燃燒效率。

6.根據(jù)權利要求5所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，增壓裝置采用離心式增壓結(jié)構，包括主動齒輪、從動齒輪、渦輪泵主軸、增壓渦輪、渦輪泵殼體、渦輪泵端蓋和支撐軸承；

7.根據(jù)權利要求6所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，反三角轉(zhuǎn)子發(fā)動機動力系統(tǒng)包括化油器、進氣歧管、轉(zhuǎn)子發(fā)動機本體、轉(zhuǎn)子發(fā)動機點火器和發(fā)動機輸出主軸；

8.根據(jù)權利要求7所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)包括氧化劑噴注器、噴油嘴、火箭發(fā)動機點火器和尾噴管；

9.根據(jù)權利要求8所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，尾噴管呈收斂-擴張形狀。

10.根據(jù)權利要求8所述的一種無人機用轉(zhuǎn)子-液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)，其特征在于，包括控制器、氧化劑閥門控制器、供油閥門控制線路和點火控制線路；

技術總結(jié)
本發(fā)明公開了一種一種無人機用轉(zhuǎn)子?液體火箭發(fā)動機串聯(lián)式組合動力系統(tǒng)。所述系統(tǒng)采取航空煤油為燃料，包括氧化劑供應系統(tǒng)微型液體火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)和發(fā)動機控制系統(tǒng)等。所述氧化劑供應系統(tǒng)與燃料供應系統(tǒng)安裝于殼體內(nèi)，由發(fā)動機控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)供油閥門、點火器開啟時刻。氧化劑與航煤燃料一方面經(jīng)過輸送管路進入轉(zhuǎn)子發(fā)動機，用于燃燒做功，帶動離心式增壓裝置工作；另一方面進入增壓裝置，經(jīng)過增壓后進入火箭發(fā)動機，經(jīng)過霧化、混合，點燃后經(jīng)過尾噴管噴出，獲得推進動力。所述第一級火箭動力工作完畢后，連接器解除約束，巡飛器外殼拋棄，結(jié)束高速工作狀態(tài)。此時，內(nèi)置無人機由第二級轉(zhuǎn)子發(fā)動機提供動力，進入低速巡航狀態(tài)。

技術研發(fā)人員：何光宇,楊正浩,杜洋,耿琪,王瑞
受保護的技術使用者：西安交通大學
技術研發(fā)日：
技術公布日：2025/1/6