一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器

1.本发明涉及航空航天技术领域，具体地说，本发明涉及一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器。


背景技术：

2.现有的航空航天运载器发动机包括液体火箭发动机、吸气式发动机、吸气式发动机与火箭组合发动机，传统的航空航天发动机燃料包括煤油、液氢、液氧、液氧偏二甲肼、四氧化二氮等。由于航空航天发动机需要燃料消耗大、成本高，且大部分发动机燃料存在环境污染，国内外正致力于新型发动机动力及其运载器的研究开发工作。
3.现有的飞轮电池以高速飞轮为核心部件用于实现能量储存和转化，高速飞轮以其能量密度大、能量转化效率高、循环使用寿命长等优点，逐步应用在蓄能、交通运输等领域，并将在未来航空航天领域具有良好的应用前景。


技术实现要素：

4.为充分利用飞轮电池在能量存储和转化的优点，本发明提供一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，可作为一级运载器应用于航天领域，亦可作为航空运载器应用于航空领域，并可回收重复利用，旨在于减少排气污染，降低成本。
5.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
6.本发明提供一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，包括底盘和多个飞轮风扇发动机；
7.所述底盘包括位于底盘的中心位置的载荷支架和位于载荷支架外周的多个发动机支架；所述载荷支架和全部所述发动机支架通过多个连接杆连接为一个刚性体；全部所述发动机支架以所述底盘的纵向中心线为轴周向均匀排列，且全部所述发动机支架的纵向中心线都与所述底盘的纵向中心线平行；
8.所述发动机支架与所述飞轮风扇发动机一一对应；每个所述飞轮风扇发动机都固定安装在对应的所述发动机支架上，使每个所述飞轮风扇发动机的中心轴线与所述底盘的底面水平面保持垂直；
9.每个所述飞轮风扇发动机都包括风扇、飞轮、飞轮壳体、内支架、导流罩和矢量喷管；
10.所述飞轮的上端转轴固连有动力输出轴，所述飞轮的下端转轴固连有能量输入轴，所述动力输出轴和所述能量输入轴均位于所述飞轮壳体外；
11.所述风扇固定安装在动力输出轴上，使所述风扇位于飞轮的正上方；
12.所述内支架的中心位置设有内承孔，所述飞轮壳体的外圆柱面固定套装在所述内承孔内；所述内支架的外周中部和下部还设有与内支架结为一体的上下两层放射状梳条；
13.所述导流罩的上段位于风扇的外周，所述导流罩的上段内表面与风扇的外周之间具有间隙，所述导流罩的下段沿轴向由上到下平滑收缩；所述导流罩的下段内表面与所述
上下两层放射状梳条的外端固定连接；
14.所述导流罩的下端出风口固定连接到矢量喷管的进气口上。
15.优选地，所述载荷支架外周设有至少两个降落伞室，每个所述降落伞室内预置一个降落伞；每个所述降落伞下方都设有气体发生器。
16.优选地，所述飞轮风扇发动机的个数为至少两个且为偶数个，半数个所述飞轮风扇发动机按顺时针方向旋转，另外半数个所述飞轮风扇发动机按逆时针方向旋转。
17.优选地，任意一个所述飞轮风扇发动机旋转时所产生的气流的流向均为自上而下，即气流从风扇的上部流入，依次经过导流罩上段的内部、上下两层放射状梳条、导流罩下段的内部进入矢量喷管的进气口，最后从矢量喷管的出气口高速喷出。
18.本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
19.本发明的飞轮风扇发动机式航空航天运载器采用飞轮风扇发动机作为动力，无需传统燃料，有利于节能环保；本发明能够实现可回收重复使用，制造成本和发射成本低。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
21.图1为本发明的飞轮风扇发动机式航空航天运载器的结构布局俯视图；
22.图2为图1沿a-a方向的剖视图；
23.图3为本发明的飞轮风扇发动机的结构示意图；
24.图4是图3沿b-b方向的剖视图；
25.图5为本发明的飞轮风扇发动机式航空航天运载器中控制系统的结构框图；
26.其中，1-飞轮风扇发动机；2-底盘；2a-载荷支架；2b-发动机支架；2c-连接杆；3-控制系统；4-火箭；5-发射台；11-风扇；12-轴向永磁轴承；13-径向永磁推力轴承；14-飞轮；14a-动力输出轴；14b-能量输入轴；15-飞轮壳体；16-内支架；16a-内承孔；16b-上下两层放射状梳条；17-导流罩；18-矢量喷管；21-降落伞室；22-降落伞；23-气体发生器；30-控制单元；31-飞轮转速传感器；32-速度传感器；33-水平姿态传感器；34-火箭电磁夹持器；35-点火器；36-矢量喷管执行器；37-蓄电池；50-电动机；51-增速箱；52-运载器发射电磁夹持器。
具体实施方式
27.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
28.本发明的目的是提供一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，可作为一级运载器应用于航天领域，亦可作为航空运载器应用于航空领域，并可回收重复利用，旨在于减少排气污染，降低成本。
29.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实
施方式对本发明作进一步详细的说明。
30.如图1至图5所示，本实施例提供一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，包括底盘2和多个飞轮风扇发动机1。
31.其中，底盘2包括位于底盘2的中心位置的载荷支架2a和位于载荷支架2a外周的多个发动机支架2b；载荷支架2a和多个发动机支架2b通过多个连接杆2c连接为一个刚性体；全部发动机支架2b以底盘2的纵向中心线为轴周向均匀排列，且全部发动机支架2b的纵向中心线都与底盘2的纵向中心线平行。
32.发动机支架2b与飞轮风扇发动机1一一对应，每个飞轮风扇发动机1都固定安装在对应的发动机支架2b上，使每个飞轮风扇发动机1的中心轴线与底盘2的底面水平面保持垂直；
33.每个飞轮风扇发动机1都包括风扇11、飞轮14、飞轮壳体15、内支架16、导流罩17和矢量喷管18；飞轮14的上端转轴固连有动力输出轴14a，飞轮14的下端转轴固连有能量输入轴14b，动力输出轴14a和能量输入轴14b均位于飞轮壳体15外；风扇11固定安装在动力输出轴14a上，使风扇11位于飞轮14的正上方；内支架16的中心位置设有内承孔16a，飞轮壳体15的外圆柱面固定套装在内承孔16a内；内支架16的外周中部和下部还设有与内支架16结为一体的上下两层上下两层放射状梳条16b；
34.导流罩17的上段位于风扇11的外周，导流罩17的上段内表面与风扇11的外周之间具有一定的间隙，导流罩17的下段沿轴向由上到下平滑收缩；导流罩17的下段内表面与上下两层放射状梳条16b的外端固定连接；导流罩17的下端出风口固定连接到矢量喷管18的进气口上。
35.载荷支架2a外周还设有至少两个降落伞室21，每个降落伞室21内预置一个降落伞22；每个降落伞22下方设有气体发生器23。
36.所述飞轮风扇发动机1的个数为至少两个且为偶数个，其中半数个飞轮风扇发动机1按顺时针方向旋转，另外半数个飞轮风扇发动机1按逆时针方向旋转。
37.于本实施例中，飞轮风扇发动机1的个数采用六个，其中三个飞轮风扇发动机1按顺时针方向旋转，另外三个飞轮风扇发动机1按逆时针方向旋转，以保证各飞轮风扇发动机1在工作过程中产生的转矩相互抵消，使飞轮风扇发动机式航空航天运载器的总转矩为零。
38.半数个飞轮风扇发动机1即实施例中三个飞轮风扇发动机1按顺时针方向旋转时和另外半数个飞轮风扇发动机1即实施例中另外三个飞轮风扇发动机1按逆时针方向旋转时，所产生的气流流向均为自上而下，即气流从风扇11的上部流入，依次经过导流罩17上段的内部、上下两层放射状梳条16b、导流罩17下段的内部进入矢量喷管18的进气口，气流最后从矢量喷管18的出气口高速喷出。
39.为减少飞轮风扇发动机1的能量损失，在飞轮壳体15的上、下两端盖的轴承承孔和飞轮14的上端转轴上、飞轮14的下端转轴上分别安装一套轴向永磁轴承12，实现对飞轮14的滚动支承；在飞轮壳体15的上、下两端盖的内端面和飞轮14的上、下两外端面上分别安装一套径向永磁推力轴承13，实现对飞轮14的轴向定位；同时，飞轮壳体15的内腔保持密闭的真空状态；
40.每个飞轮风扇发动机1工作时，飞轮14驱动风扇11产生的自上而下的高速气流，对飞轮风扇发动机1进行冷却，因此无须单独设立冷却装置。
41.由于不存在高温火焰，飞轮风扇发动机式航空航天运载器主要结构部件优先采用工程塑料、铝合金、碳纤维等材料，以降低重量和制造成本；其中风扇11采用碳纤维材料，以满足其强度要求。
42.此外，为满足其运行控制要求，飞轮风扇发动机式航空航天运载器还设有控制系统3。如图5所示，控制系统3包括控制单元30、飞轮转速传感器31、速度传感器32、水平姿态传感器33、火箭电磁夹持器34、点火器35、矢量喷管执行器36和蓄电池37；飞轮转速传感器31固定安装在底盘2的正对能量输入轴14b处；控制单元30、速度传感器32、水平姿态传感器33、蓄电池37均固定安装在载荷支架2a的下方；火箭电磁夹持器34固定安装在载荷支架2a的上端面上；点火器35固定安装在气体发生器23内；矢量喷管执行器36固定安装在矢量喷管18上。
43.蓄电池37是控制系统3的电源，每个飞轮转速传感器31将各飞轮风扇发动机1的飞轮14检测信号输入控制单元30，速度传感器32、水平姿态传感器33分别将检测信号输入控制单元30；控制单元30按内存程序控制向火箭电磁夹持器34、两个点火器35、每个矢量喷管执行器36输出控制执行指令。
44.下面以本实施例的飞轮风扇发动机式航空航天运载器应用于火箭发射一级运载器的应用情形为例，进一步说明飞轮风扇发动机式航空航天运载器的工作过程。其工作过程包括以下三个阶段：
45.（一）能量输入阶段
46.先将飞轮风扇发动机式航空航天运载器吊装到发射台5上，使各飞轮风扇发动机1的能量输入轴14b对接到增速箱51的输出轴上，运载器发射电磁夹持器52通电锁紧；再将火箭4吊装到载荷支架2a上，火箭电磁夹持器34通电锁紧；电动机50通电加速旋转，电动机50经增速箱51驱动飞轮风扇发动机1高速旋转，飞轮14获得能量以旋转动能方式储存起来，飞轮转速传感器31检测飞轮14的转速，待各飞轮14达到预定值后，能量输入阶段结束。
47.（二）发射阶段
48.待接到发射指令后，运载器发射电磁夹持器52断电松开，在六个飞轮风扇发动机1从矢量喷管18喷出的高速高压气流，在高速高压气流所产生反作用力的推动下，飞轮风扇发动机式航空航天运载器连同火箭4离开发射台5，同时各飞轮电池动力单元1的能量输入轴14b与增速箱51的输出轴脱离，随后飞轮风扇发动机式航空航天运载器加速起飞，速度传感器32检测上升过程的速度和加速度值，当达到设定目标值后，火箭电磁夹持器34断电松开，火箭4点火，飞轮风扇发动机式航空航天运载器与火箭4分离；发射阶段结束。
49.在发射阶段，控制单元30接受水平姿态传感器33的检测信号，控制矢量喷管执行器36动作，调节矢量喷管18出气口的角度，使飞轮风扇发动机式航空航天运载器保持所需的飞行姿态。
50.（三）回收阶段
51.火箭4分离点火后，飞轮风扇发动机式航空航天运载器保持惯性上升，待其惯性上升达到最大高度后开始下降，当其下降到一定高度后，控制单元30控制两个点火器35同时点火，使气体发生器23内的固态燃料在高温高压下反应，产生大量的n2将两个降落伞22从降落伞室21弹出，两个降落伞22打开；在两个降落伞22和六个飞轮风扇发动机1从矢量喷管18喷出的高速高压气流阻力作用力下，克服重力作用，飞轮风扇发动机式航空航天运载器
缓缓降落，直到低速着陆，回收阶段结束。
52.此外，作为航空运载器应用时，飞轮风扇发动机式航空航天运载器的工作过程与上述作为作为航天运载器应用的情形相似，所不同的是其载荷由火箭变为航空载荷，详细的工作过程在此不再赘述。
53.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上端”、“下端”“竖直”、“水平”、“内部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
54.本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

技术特征：
1.一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，其特征在于：包括底盘（2）和多个飞轮风扇发动机（1）；所述底盘（2）包括位于底盘（2）的中心位置的载荷支架（2a）和位于载荷支架（2a）外周的多个发动机支架（2b）；所述载荷支架（2a）和全部所述发动机支架（2b）通过多个连接杆（2c）连接为一个刚性体；全部所述发动机支架（2b）以所述底盘（2）的纵向中心线为轴周向均匀排列，且全部所述发动机支架（2b）的纵向中心线都与所述底盘（2）的纵向中心线平行；所述发动机支架（2b）与所述飞轮风扇发动机（1）一一对应；每个所述飞轮风扇发动机（1）都固定安装在对应的所述发动机支架（2b）上，使每个所述飞轮风扇发动机（1）的中心轴线与所述底盘（2）的底面水平面保持垂直；每个所述飞轮风扇发动机（1）都包括风扇（11）、飞轮（14）、飞轮壳体（15）、内支架（16）、导流罩（17）和矢量喷管（18）；所述飞轮（14）的上端转轴固连有动力输出轴（14a），所述飞轮（14）的下端转轴固连有能量输入轴（14b），所述动力输出轴（14a）和所述能量输入轴（14b）均位于所述飞轮壳体（15）外；所述风扇（11）固定安装在动力输出轴（14a）上，使所述风扇（11）位于飞轮（14）的正上方；所述内支架（16）的中心位置设有内承孔（16a），所述飞轮壳体（15）的外圆柱面固定套装在所述内承孔（16a）内；所述内支架（16）的外周中部和下部还设有与内支架（16）结为一体的上下两层放射状梳条（16b）；所述导流罩（17）的上段位于风扇（11）的外周，所述导流罩（17）的上段内表面与风扇（11）的外周之间具有间隙，所述导流罩（17）的下段沿轴向由上到下平滑收缩；所述导流罩（17）的下段内表面与所述上下两层放射状梳条（16b）的外端固定连接；所述导流罩（17）的下端出风口固定连接到矢量喷管（18）的进气口上。2.根据权利要求1所述的一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，其特征在于：所述载荷支架（2a）外周设有至少两个降落伞室（21），每个所述降落伞室（21）内预置一个降落伞（22）；每个所述降落伞（22）下方都设有气体发生器（23）。3.根据权利要求1所述的一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，其特征在于：所述飞轮风扇发动机（1）的个数为至少两个且为偶数个，半数个所述飞轮风扇发动机（1）按顺时针方向旋转，另外半数个所述飞轮风扇发动机（1）按逆时针方向旋转。4.根据权利要求3所述的一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，其特征在于：任意一个所述飞轮风扇发动机（1）旋转时所产生的气流的流向均为自上而下，即气流从风扇（11）的上部流入，依次经过导流罩（17）上段的内部、上下两层放射状梳条（16b）、导流罩（17）下段的内部进入矢量喷管（18）的进气口，最后从矢量喷管（18）的出气口高速喷出。

技术总结
本发明公开一种飞轮风扇发动机式航空航天运载器，用于作为航天发射一级运载器或航空运载器，涉及航空航天发动机技术领域。它包括多个飞轮风扇发动机和底盘，每个飞轮风扇发动机都固定安装在底盘的发动机支架上，每个飞轮风扇发动机包括风扇、飞轮、飞轮壳体、内支架、导流罩、矢量喷管。本发明的飞轮风扇发动机式航空航天运载器采用飞轮动力，无需传统燃料，有利于节能环保；同时，本发明能够实现可回收重复使用，制造成本和发射成本低。制造成本和发射成本低。制造成本和发射成本低。


技术研发人员：曲桂娴 丁水汀 邱天 赵鑫 周建山 袁奇雨 马清琳 王家俊 郭佳凡
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.08.10
技术公布日：2023/9/9