本發(fā)明涉及航空領域，更具體地涉及無人機和航空發(fā)動機供油系統(tǒng)，特別適用于小型高空無人機及其渦噴動力裝置。

背景技術：

小型高空無人機可用作偵查、探測、攻擊、靶標等用途，其常規(guī)飛行高度多在5000～12000米高空，這一類無人機通常配備渦噴發(fā)動機作為其動力裝置。渦噴發(fā)動機所需燃油儲備在飛機油箱中，需要一套燃油系統(tǒng)、主要是燃油泵將燃油輸送到發(fā)動機燃燒室當中。當無人機的飛行高度超過5000米，大氣環(huán)境壓力將低于55kpa，燃油泵前供油壓力偏低，供油能力大幅減弱；再者無人機在高空做各種機動動作時，燃油泵位置可能高于油箱液位，油泵容易出現(xiàn)吸空，造成供油困難。這種情況一方面容易引起發(fā)動機熄火從而導致空中停車，另一方面也極易造成油泵點蝕，影響油泵工作壽命。

為了解決上述問題，現(xiàn)有技術提出了一些可行方案，其核心思想是給無人機供油油箱加壓，從而增大燃油泵供油壓力，避免出現(xiàn)吸空現(xiàn)象。主要有以下兩種方案：(1)在燃油泵前單獨設置二級增壓油泵，先將油箱供油增加到一定壓力再供給燃油泵。(2)采用自增壓油箱，即用活塞把油箱隔出一部分空間充填壓縮氮氣，這樣在工作過程中氮氣膨脹加壓油箱使得燃油能自主流出。這兩種方案都能取得一定的效果，在大型飛機上已廣泛采用。但這兩種方法在小型無人機上使用仍有一定的局限性：(1)添加增壓油泵會消耗無人機本就有限的電力，影響其他機載設備的電力供應；同時增壓泵本身使用壽命也很有限。(2)受制于小型無人機的油箱空間有限，采用自增壓油箱會進一步壓縮油箱空間，降低飛機有效載油量；且隨著充填的壓縮氮氣的消耗，油箱的增壓能力在不斷衰減，并不能適應無人機對不同工況的不同增壓要求。

因此，需要尋求一種適用于小型無人機的發(fā)動機增壓供油系統(tǒng)，能夠在不同的飛行工況，隨著外界環(huán)境的變化自適應的增加無人機油箱供油壓力，延長燃油泵使用壽命，保證無人機安全可靠運行。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術問題是提供一種設計合理、適用于小型高空無人機的自適應增壓供油系統(tǒng)。

本發(fā)明解決上述技術問題所采用的技術方案是利用小型無人機動力裝置——渦噴發(fā)動機的自身空氣壓縮能力，分流一部分壓氣機后高壓氣體主動增加飛機油箱壓力，通過設置穩(wěn)壓閥自適應調(diào)節(jié)，達到供油系統(tǒng)壓力平衡的目的。具體來說，小型高空無人機多采用玻璃鋼或金屬材質(zhì)的硬質(zhì)油箱，能夠承受一定壓力，考慮到5000米以上高空的大氣環(huán)境壓力，一般需要將油箱加壓并維持表壓在20～50kpa。而小型無人機配裝的渦噴發(fā)動機壓氣機壓比一般在3～6之間，其產(chǎn)生的高壓氣完全能滿足供油系統(tǒng)加壓要求，且氣源穩(wěn)定可靠，只要發(fā)動機運轉起來便可源源不斷地供給，完全可實現(xiàn)對無人飛機供油系統(tǒng)永久持續(xù)加壓，無使用壽命之憂。

為了實現(xiàn)以上技術方案，構建小型無人機增壓供油系統(tǒng)，包括渦噴發(fā)動機、油箱、引氣噴嘴、引氣管、空氣過濾器、冷卻管、單向閥、穩(wěn)壓閥。在發(fā)動機上安裝引氣噴嘴，從發(fā)動機壓氣機后引出高壓氣，經(jīng)引氣管、單向閥、空氣過濾器、冷卻管到飛機油箱，在油箱上設置穩(wěn)壓閥，通過設置穩(wěn)壓閥放氣壓力保持油箱壓力平衡維持在一定范圍內(nèi)。所述系統(tǒng)中必須控制引氣噴嘴出口面積，保證系統(tǒng)具有足夠的引氣壓力而又不至于引氣量過大，引氣量太大會浪費發(fā)動機壓縮耗功并減小發(fā)動機推力。另外發(fā)動機大車時引氣溫度偏高，可能達到200℃以上，直接進入油箱存在安全隱患，因此需要經(jīng)過布置在飛機引射風道內(nèi)的冷卻管，與外部對流空氣熱交換降低溫度至50℃以內(nèi)。在系統(tǒng)中設置空氣過濾器用來過濾從發(fā)動機引出的高壓空氣，設置單向閥維持油箱壓力以自動適應飛機不同的工況，保證加壓空氣即使在某些極端條件下也不會倒流，確保系統(tǒng)安全性。

本發(fā)明公開一種用于無人機的供油控制系統(tǒng)，所述無人機包括：渦噴發(fā)動機，所述渦噴發(fā)動機為所述無人機提供動力；油箱，所述油箱為所述渦噴發(fā)動機供油；

其特征在于，所述供油控制系統(tǒng)包括：

引氣管，所述引氣管將所述渦噴發(fā)動機產(chǎn)生的一部分氣體引導進入所述油箱。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，還包括：

引氣噴嘴，所述引氣噴嘴設置在渦噴發(fā)動機的后部并且與所述引氣管連接，以將所述渦噴發(fā)動機產(chǎn)生的一部分氣體引導進入所述引氣管。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，所述引氣噴嘴包括節(jié)流裝置，通過調(diào)節(jié)所述引氣噴嘴的節(jié)流裝置的出口面積對所述渦噴發(fā)動機產(chǎn)生的一部分氣體進行節(jié)流。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，還包括冷卻裝置，所述冷卻裝置設置成與所述引氣管的外表面接觸。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻裝置包括冷卻管。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻裝置在所述引氣管與位于所述無人機的內(nèi)部的風道之間進行對流交換，以降低所述渦噴發(fā)動機產(chǎn)生的一部分氣體的溫度。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，還包括穩(wěn)壓閥，所述穩(wěn)壓閥連接在所述油箱中，以維持油箱內(nèi)的壓力。

本發(fā)明公開一種無人機，包括：

渦噴發(fā)動機，所述渦噴發(fā)動機為所述無人機提供動力；

油箱，所述油箱為所述渦噴發(fā)動機供油；和

上述用于無人機的供油控制系統(tǒng)。

采用本發(fā)明所述方案，在不增加飛機結構復雜性、不消耗有限的電能的前提下，利用飛機配裝的渦噴發(fā)動機自身的增壓能力，有效地實現(xiàn)了對飛機供油系統(tǒng)的增壓，且能自適應地滿足不同工況環(huán)境要求，延長了飛機燃油泵的使用壽命并保障了飛機運行的安全性。該發(fā)明目前已在某小型無人機高空試飛試驗中取得了良好的效果。

附圖說明

通過參照附圖詳細描述本發(fā)明的實施例，本發(fā)明將變得更加清楚，其中：

圖1為本發(fā)明的系統(tǒng)裝置示意圖。

標號說明：渦噴發(fā)動機1、引氣噴嘴2、引氣管3、空氣過濾器4、冷卻管5、單向閥6、油箱7、穩(wěn)壓閥8。

具體實施方式

下面通過實施例，并結合附圖，對本發(fā)明的技術方案作進一步具體的說明。在說明書中，相同或相似的附圖標號指示相同或相似的部件。下述參照附圖對本發(fā)明實施方式的說明旨在對本發(fā)明的總體發(fā)明構思進行解釋，而不應當理解為對本發(fā)明的一種限制。

下面結合實施例對本發(fā)明做進一步的詳細說明，以下實施例是對本發(fā)明的解釋而本發(fā)明并不局限于以下實施例。

如圖1所示，本實施例系統(tǒng)適用于用于小型高空無人機，從其動力裝置渦噴發(fā)動機引氣加壓機載油箱，包括渦噴發(fā)動機1、引氣噴嘴2、引氣管3、空氣過濾器4、冷卻管5、單向閥6、油箱7、穩(wěn)壓閥8。在渦噴發(fā)動機1的壓氣機后設置引氣噴嘴2，引出發(fā)動機自身產(chǎn)生的高壓氣，經(jīng)引氣管3、空氣過濾器4、冷卻管5、單向閥6進入飛機油箱7，由穩(wěn)壓閥8控制油箱7內(nèi)壓力平衡。

本發(fā)明從渦噴發(fā)動機1的壓氣機后引出高壓氣，需在引氣管3進口設置引氣噴嘴2，通過調(diào)節(jié)適當?shù)膰娮斐隹诿娣e對引氣節(jié)流，既保證進入飛機油箱7的加壓氣的流量和壓力，又不至于過量引氣影響發(fā)動機推力。

系統(tǒng)所用引氣管3均采用無縫金屬管，使用前需用干凈煤油循環(huán)清洗并烘干。另外在系統(tǒng)中需設置空氣過濾器4，過濾從渦噴發(fā)動機1引氣帶來的雜質(zhì)污物，一般空氣過濾器精度達到10～20μ，保證進入油箱7的氣體清潔，不至于污染燃油。

渦噴發(fā)動機1壓氣機后壓力較高，溫度也偏高，可達200℃以上，需要在引氣管路布置冷卻管，與飛機內(nèi)部風道對流空氣熱交換降低溫度至50℃以內(nèi)，保障油箱引氣加壓的使用安全。

無人飛機在高空機動時會出現(xiàn)油壓倒吸等極端條件，為了保證引氣管路不會氣液倒流入發(fā)動機，需在系統(tǒng)設置單向閥保證氣體單一流向，保障發(fā)動機運行安全。

油箱7安裝穩(wěn)壓閥8，設置其閾值維持油箱內(nèi)外壓差在允許范圍內(nèi)以適應飛機不同工況。無人飛機在5000米～12000米空域范圍，適于設置油箱表壓為20～50kpa。

本發(fā)明的實施例公開一種小型無人機用自適應增壓供油系統(tǒng)，屬于航空無人機技術領域，其主要包括渦噴發(fā)動機、油箱、引氣噴嘴、引氣管、空氣過濾器、冷卻管、單向閥、穩(wěn)壓閥。通過從飛機發(fā)動機上安裝引氣噴嘴，引出其壓氣機加壓后的高壓氣，經(jīng)引氣管、單向閥、空氣過濾器、冷卻管到飛機油箱，給飛機油箱加壓，同時在油箱上設置穩(wěn)壓閥，保持油箱壓力始終維持在一定范圍內(nèi)以適應飛機不同工況條件。

該發(fā)明專利直接利用渦噴發(fā)動機自身產(chǎn)生的高壓氣給飛機供油系統(tǒng)增壓，無需額外配置二級增壓油泵或給油箱填充惰性氣體，既能降低耗能、減輕載荷，又能保障無人機續(xù)航時間，確保在各種工況都能有效增加供油系統(tǒng)壓力，延長燃油泵使用壽命，保證無人機安全可靠運行。

本發(fā)明公開一種用于無人機的供油控制系統(tǒng).

所述無人機包括：渦噴發(fā)動機1，所述渦噴發(fā)動機1為所述無人機提供動力；

油箱7，所述油箱7為所述渦噴發(fā)動機1供油；

其特征在于，所述供油控制系統(tǒng)包括：

引氣管3，所述引氣管3將所述渦噴發(fā)動機1產(chǎn)生的一部分氣體引導進入所述油箱7。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，還包括：

引氣噴嘴2，所述引氣噴嘴2設置在渦噴發(fā)動機1的后部并且與所述引氣管3連接，以將所述渦噴發(fā)動機1產(chǎn)生的一部分氣體引導進入所述引氣管3。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，所述引氣噴嘴2包括節(jié)流裝置，通過調(diào)節(jié)所述引氣噴嘴2的節(jié)流裝置的出口面積對所述渦噴發(fā)動機1產(chǎn)生的一部分氣體進行節(jié)流。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，還包括冷卻裝置5，所述冷卻裝置5設置成與所述引氣管3的外表面接觸。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻裝置5包括冷卻管5。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻裝置5在所述引氣管3與位于所述無人機的內(nèi)部的風道之間進行對流交換，以降低所述渦噴發(fā)動機1產(chǎn)生的一部分氣體的溫度。

根據(jù)本發(fā)明的用于無人機的供油控制系統(tǒng)，其特征在于，還包括穩(wěn)壓閥8，所述穩(wěn)壓閥8連接在所述油箱7中，以維持油箱7內(nèi)的壓力。

本發(fā)明公開一種無人機，包括：

渦噴發(fā)動機1，所述渦噴發(fā)動機1為所述無人機提供動力；

油箱7，所述油箱7為所述渦噴發(fā)動機1供油；和

上述用于無人機的供油控制系統(tǒng)。

此外，需要說明的是，本說明書中所描述的具體實施例，其零、部件的形狀、所取名稱等可以不同。凡依本發(fā)明專利構思所述的構造、特征及原理所做的等效或簡單變化，均包括于本發(fā)明專利的保護范圍內(nèi)。本發(fā)明所屬技術領域的技術人員可以對所描述的具體實施例做各種各樣的修改或補充或采用類似的方式替代，只要不偏離本發(fā)明的結構或者超越本權利要求書所定義的范圍，均應屬于本發(fā)明的保護范圍。