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    重庆时时彩过年时有吗: 内置涵道式冲压空气涡轮发电装置.pdf

    关 键 词:
    内置 涵道式 冲压 空气 涡轮 发电 装置
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    摘要
    申请专利号:

    CN200610085213.4

    申请日:

    2006.06.05

    公开号:

    CN1869437A

    公开日:

    2006.11.29

    当前法律状态:

    终止

    有效性:

    无权

    法律详情: 未缴年费专利权终止IPC(主分类):F03D 1/00申请日:20060605授权公告日:20090513终止日期:20120605|||授权|||实质审查的生效|||公开
    IPC分类号: F03D1/00(2006.01); F03D1/04(2006.01); F03D1/06(2006.01); F03D7/02(2006.01); F03D11/04(2006.01); F03D9/00(2006.01) 主分类号: F03D1/00
    申请人: 南京航空航天大学;
    发明人: 周正贵; 汪光文; 朱春玲; 张卓然
    地址: 210016江苏省南京市白下区御道街29号
    优先权:
    专利代理机构: 南京苏高专利事务所 代理人: 阙如生
    PDF完整版下载: PDF下载
    法律状态
    申请(专利)号:

    CN200610085213.4

    授权公告号:

    |||100487239||||||

    法律状态公告日:

    2013.07.31|||2009.05.13|||2007.01.24|||2006.11.29

    法律状态类型:

    专利权的终止|||授权|||实质审查的生效|||公开

    摘要

    本发明涉及一种内置涵道式冲压空气涡轮发电装置,属风力发电技术领域。它主要包括进气道、前整流罩、发电涡轮、发电机、转子轴、整流支板、后整流罩、收敛段。其特征在于:1)采用S弯型侧面进气进气道,适用于安装在飞行器(如飞机电子干扰吊舱、导弹)内部;2)所述的转子轴为空心结构,轴身布有冷却气孔,以利用来流空气对涡轮转子轴承和发电机线圈冷却;3)所述的后整流罩可轴向移动,通过与收敛段相配合,改变排气口面积控制涡轮输出功率;4)利用涡轮转子轮盘后多余空间安装发电机,节省空间、且转子轴短刚性好。该涡轮发电装置将涡轮与发电机组成一整体,结构简单紧凑、便于安装,适用于亚音和超音速飞行飞行器。

    权利要求书

    权利要求书
    1、  一种内置涵道式冲压空气涡轮发电装置,包括进气道(1)、前整流罩(7)、发电涡轮、发电机、转子轴(9)、整流支板(4)、收敛段(6)、后整流罩(15),且所述发电涡轮由涡轮导向器(2)、涡轮工作轮(3)、轴承(8)组成,所述发电机由定子(11)、转子(10)组成,其特征在于:
    (1)、该装置安装于飞机吊舱内部,所述进气道(1)为双侧进气S弯型,排气方向为轴向或侧向;
    (2)、所述的转子轴(9)为前端开口、后端封闭的空心结构,且轴身布有冷却气孔;
    (3)、所述的后整流罩(15)通过移动机构实现轴向移动,并与收敛段(6)相配合,改变排气口面积进而改变流量,控制涡轮输出功率;
    (4)、所述的发电机安装于涡轮转子轮盘后面;
    (5)、所述的整流支板(4)沿周向均匀分布有4-8个,它们与发电机定子(11)和涡轮外罩(5)相连,结构为翼型剖面空心结构,所述发电机和所述步进电机的线路置于其空心结构中。

    2、  根据权利要求1所述的内置涵道式冲压空气涡轮发电装置,其特征在于:所述的后整流罩移动机构由丝杆(14)和步进电机(13)组成,所述的空心转子轴(9)后端有开口,所述丝杆(14)前部可伸入其中。

    3、  根据权利要求1或2所述的内置涵道式冲压空气涡轮发电装置,其特征在于:该装置还装有用于限制后整流罩(15)轴向移动范围的限位装置。

    4、  根据权利要求1或2所述的涵道式冲压空气涡轮发电装置,其特征在于:所述的前整流罩(7)有一冷却气流道,它与所述转子轴(8)前端的开口对接。

    5、  根据权利要求4所述的涵道式冲压空气涡轮发电装置,其特征在于:所述的前整流罩(7)上的冷却气流道为前窄后宽的扩散形,且后端直径大于所述转子轴(8)外径,形成对轴承(8)冷却气路。

    说明书

    说明书内置涵道式冲压空气涡轮发电装置
    一、技术领域
    本项发明涉及一种内置涵道式冲压空气涡轮发电装置,属于风力发电技术领域。
    二、背景技术
    现有技术中,冲压涡轮发电机,叶片安装在外部,来流直接冲击涡轮。通过改变叶片的桨距改变涡轮发出的功率或者达到在飞行状态改变时涡轮功率恒定。这种结构涡轮只适用于安装在中低速飞行的飞机上。飞行速度如达到高亚音速,叶片前来流相对马赫数会超音,这样在叶片前会产生激波,造成涡轮的阻力增加效率下降。2001年美国专利(专利号:6270309B1)提出一种涵道式冲压空气涡轮发电和冷却系统。该项发明将动力涡轮置于涵道内,达到飞机在亚音和超音速飞行时,涡轮都能正常工作。同时由于采用流道进口截面面积可变实现流量的调节,使飞机在飞行包线范围内飞行涡轮输出功率恒定或按要求变化。流道面积改变采用涡轮进口中心锥体的相对运动,与采用阀门比较减小了流动阻力。由于该涡轮采用头部进气,仅适用于作为独立结构外挂在飞机的机翼或机身的下方,而不能安装在飞机吊舱或导弹内部。对于飞机上加装的电子干扰吊舱,需在吊舱内安装冲压空气涡轮发电装置为电子系统提供动力,因而这种结构的冲压空气涡轮发电装置不适用。并且该项发明中,结构设计没有考虑涡轮转子轴承和发电机线圈的冷却。
    三、发明内容
    本发明针对现有技术的不足,提出一种可以安置于飞机吊舱内部的内置涵道式冲压空气涡轮发电装置。
    本发明所提出的内置涵道式冲压空气涡轮发电装置,包括进气道、前整流罩、发电涡轮、发电机、转子轴、整流支板、收敛段、后整流罩,且所述发电涡轮由涡轮导向器、涡轮工作轮、轴承组成,所述发电机由定子、转子组成,其特征在于:1)、该装置安装于飞机吊舱内部,所述进气道为双侧进气S弯型,排气方向为轴向或侧向;2)、所述的转子轴为前端开口、后端封闭的空心结构,且轴身布有冷却气孔,以利用来流空气对涡轮转子轴承和发电机线圈冷却;3)、所述的后整流罩通过移动机构实现轴向移动,并与收敛段相配合,改变排气口面积进而改变流量,控制涡轮输出功率;4)、利用涡轮转子轮盘后多余空间安装发电机,转子轴短刚性好,同时结构紧凑;5)、整流支板的多用途性,整流支板功能:调整涡轮转子出口气流、发电机支承、并且将其设计为空心,让发电机电力输出、步进电机的控制信号输入。
    上述的后整流罩移动机构可以设计成,由丝杆和步进电机组成,所述的空心转子轴后端设计有开口,所述丝杆前部可伸入其中。
    该装置安装于飞机吊舱内部,所述进气道为双侧进气S弯型。也可根据具体要求改成单侧进气或更多侧进气。如果该装置安装于吊舱后部,排气口装在吊舱尾部,则本项发明可直接应用;如果该装置安装于吊舱中部,不能轴向排气,需在该装置出口截面处加装一90度弯管道,将收敛段出气由侧面引出。
    本项专利所提出的内置涵道式冲压空气涡轮发电装置结构设计可直接用于飞行器在飞行包线范围内飞行时,从气流中提取恒定功率或按要求变化的功率。飞行器飞行马赫数可为亚音和超音。该冲压空气涡轮发电装置安装在飞机的吊舱或导弹内,也可将S弯进气道改成直进气道作为独立装置吊挂在飞机外部。
    转子轴采用空心结构,以利用来流空气对涡轮转子轴承和发电机线圈冷却,无需附加的冷却系统,同时允许后整流罩移动丝杆伸入其中。通过后整流罩轴向移动改变流道面积进而改变流量,控制涡轮输出功率,该流量调节方案流阻小。利用涡轮转子轮盘后多余空间安装发电机,节省空间且转子轴短刚性好。从整体上看,本项发明的内置涵道式冲压空气涡轮发电装置结构布局紧凑、占用空间小。
    四、附图说明
    图1是内置涵道式冲压空气涡轮发电装置结构示意图(排气截面打开)。
    图2为内置涵道式冲压空气涡轮发电装置原理图(排气截面关闭)。
    图3是整流罩轴向移动局部结构示意图。其中图3(a)是侧向剖视图;图3(b)是轴向视图。
    图1中标号名称:1、进气道,2、涡轮导向器,3、涡轮工作轮,4、整流支板,5、涡轮外罩,6、收敛段,7、前整流罩,8、转子前支点轴承,9、转子轴,10、发电机转子,11、发电机定子,12、转子后支点轴承,13、步进电机,14、丝杆,15、可移动后整流罩。
    图2中标号名称:16、冷却气流,17、主流。
    图3中标号名称:18、圆形螺母。
    五、具体实施方式
    结合图1、2和3所示,本发明的内置涵道式冲压空气涡轮发电装置由进气道1,涡轮导向器2,涡轮工作轮3,整流支板4,涡轮外罩5,收敛段6,前整流罩7,转子前支点轴承8,转子轴9,发电机转子10,发电机定子11,转子后支点轴承12,步进电机13,丝杆14,可移动后整流罩15。冷却气流16,主流17,圆形螺母18组成。
    以上各部件功能如下:
    进气道1:将气体引入涡轮,并起到整流和减速扩压作用。涡轮导向器2:改变气流方向和加速减压,并连接涡轮外罩5和前整流罩7。涡轮工作轮3:将气体动能转化成机械能,给发电机转子10提供动力。整流支板4:调整涡轮工作轮3出口气流减小流动损失,并连接发电机定子11和涡轮外罩5;整流支板采用翼型剖面,沿周向均匀分布四至八个。支板为空心结构,让发电机10电力输出、步进电机13的控制信号输入。涡轮外罩5:涡轮外机匣,起引导气流和结构支承作用。收敛段6:与后整流罩15配合改变流道通流面积。前整流罩7:进气气流调整,并装有引流用扩张形空心杆引入冷却气流16冷却转子轴承8、12和发电机线圈10、11。转子前支点轴承8:转子前支点采用滚柱轴承,不承受转子轴向力,转子轴向力由后支点轴承12承受。转子轴9:转子轴为空心结构并在其壁面开有冷却气孔,进口与前整流罩7内扩张形流道相接形成缝隙,冷却气流过缝隙和冷却气孔,对轴承8、12和发电机线圈10、11冷却;由于转子轴旋转中产生的离心力和轴内外的压差作用,冷却气可形成较好地冷却效果。此处缝隙及冷却气孔大小,需通过冷却效果实验确定;联结可移动后整流罩丝杆14运动时可伸入转子轴内;在转子轴右端安置一与转子轴内壁面固紧的圆形螺母18,螺母内螺纹与丝杆14配合,成为丝杆的另一支点,同时封闭冷却气流道。发电机转子10:由涡轮工作轮带动,绕转子轴转动,与发电机定子11配合将机械能转化成电能。发电机定子11:与发电机转子10配合将机械能转化成电能。转子后支点轴承12:转子后支点采用滚珠轴承,滚珠轴承承受涡轮产生的气体轴向力。步进电机13:与丝杆14相配合使后整流罩轴向移动。丝杆14:与步进电机13相配合使后整流罩轴向移动??梢贫笳髡?5:与收敛段相配合,通过轴向移动改变出口截面面积。冷却气流16:进气道1出口(即涡轮导向器进口)气流分成两股,一股主流17冲击涡轮输出功率;另一股冷却气16由前整流罩7顶端进入扩张形流道,通过空心转轴9。冷却气分别从转轴前端缝隙和壁面开设的通气孔流出,冷却轴承8、12和发电机转子10、定子11的线圈;由于离心力作用,冷却气从空心轴中径向流出可有效对发电机线圈进行冷却。最后该股气流从后整流罩顶端开孔处排出,与主流混合。主流17:进气道1引导主流进入涡轮,涡轮工作轮将一部份气流能量转化成机械能。圆形螺母18:安置在转子轴右端与转子轴内壁面固紧,螺母内螺纹与丝杆14配合,成为丝杆的另一支点,同时封闭冷却气流道。
    结合图3所示、后整流罩15轴向移动的局部结构为:后整流罩与发电机定子11外壁搭接,后支点轴承机匣与发电机外壁采用四根幅条联结,此幅条还与支撑步进电机13的支杆联结。步进电机转动时,带动丝杆14伸缩,达到后整流罩轴向移动。采用限位机构限制整流罩轴向移动范围,即在图3中B点和收敛段出口处内侧(图2中C点)安放一限位器,当后整流罩后退时后缘接触到B点或前进时接触到C点限位器发出信号步进电机停止运转,但不断电起到锁紧整个可移动系统作用。
    以下结合图1、2和3,说明本发明的涵道式冲压空气涡轮发电装置的工作方式:
    在不需要涡轮发电时,出口截面为关闭状态,如图2所示。当需要发电时,步进电机带动后整流罩前移,出口截面逐渐打开如图1所示。主流气流和冷却气流由进气道流进涡轮,涡轮带动发电机发出功率,达指定功率时步进电机停止。当飞行状态变化时,根据发出功率的要求,控制步进电机改变出口截面积。比如:当飞行高度不变,飞行马赫数增加时,要保持涡轮发出功率一定,就要减小出口截面面积。如果保持出口截面积不变,流过涡轮流量会增加,涡轮发出功率相应增加。
    该装置安装于飞机吊舱内部,所述进气道为双侧进气S弯型。也可根据具体要求改成单侧进气或更多侧进气。如果该装置安装于吊舱后部,排气口装在吊舱尾部,则本项发明可直接应用;如果该装置安装于吊舱中部,不能轴向排气,需在该装置出口截面处加装一90度弯管道,将收敛段出气由侧面引出。

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