冲压空气涡轮应急能源驱动装置和飞行器的制作方法

1.本发明属于飞机应急能源驱动系统，涉及一种冲压空气涡轮应急能源驱动装置，并且更具体地涉及一种可旋转展开的飞机应急能源涡轮驱动结构。另外，本发明还涉及一种飞行器。


背景技术：

2.冲压空气涡轮(英语：ram air turbine，缩写：rat)应急发电装置是飞机在双发电机失效时使用的应急涡轮发电机组。它由飞机飞行时的流场所产生的气动力驱动，为飞机提供应急着陆操作所需的液压能源和用电用户所需的电源。
3.冲压空气涡轮应急发电装置利用飞机的气动能工作，在应急工况下，从飞机上应急释放冲压空气涡轮，冲压空气涡轮利用急速的冲压空气来流驱动涡轮叶片，涡轮经变速箱连接到发电机或液压驱动泵。
4.大型民用飞机的冲压空气涡轮应急能源驱动装置通常布置于气动性能良好区域，其具体布置位置需要权衡叶片尺寸及布置空间等多种因素，最终得出最优方案。由于飞机上空间限制，当前冲压空气涡轮的设计通常为双叶片结构，若要提升发电效率，需要增加叶片长度或叶片数量，但是较大的舱门开口会影响飞机主结构的强度，因此由于rat舱门开口尺寸限制，rat叶片数量一般限制在2叶片结构。
5.为了提升发电效率、降低冲压空气涡轮的占用体积和维护成本。在由北京石油化工学院于2018年05月30日提交的、公开号为cn108775262a、题为《一种冲压空气涡轮变桨机构》的发明专利中，提出了一种冲压空气涡轮变桨机构，设于冲压空气涡轮的外壳内，并通过叶片连接轴与叶片连接，包括横向固定于外壳内的前部和后部的齿轮条架板和膨胀节次挡板，齿轮条架板与膨胀节次挡板之间设有膨胀节挡板，齿轮条架板与膨胀节挡板之间安装有齿轮条，膨胀节挡板与膨胀节次挡板之间设有膨胀节；齿轮条与固定在叶片连接轴内端的齿轮啮合。可使冲压空气涡轮叶片工作时始终保持最佳攻角，工作结束后可自动顺桨。然而，这种结构仍然是两个叶片的构造，对于发电效率的提升有限。
6.因此，迫切需要优化冲压空气涡轮应急能源驱动装置的结构，该冲压空气涡轮应急能源驱动装置能够克服现有技术中存在的一个或多个缺点。


技术实现要素：

7.本发明的目的是提供一种冲压空气涡轮应急能源驱动装置，该冲压空气涡轮应急能源驱动装置通过增加叶片数量，使得涡轮起转速度更快，能够减小rat接入电网时间，大幅提升涡轮利用风能转换能量的效率和应急发电效率，并且能够提高重负载带载能力并降低低速供电限制包线。
8.根据本发明的一个方面，提出了一种冲压空气涡轮应急能源驱动装置，该冲压空气涡轮应急能源驱动装置可以包括：
9.在轴向方向上同轴布置的第一组涡轮叶片和第二组涡轮叶片，其中，第二组涡轮
叶片能够相对于第一组涡轮叶片围绕轴向方向从第一位置转动到第二位置并保持在第二位置，
10.其中，在第一位置中，第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片叠置，而在第二位置中，第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片成预定的非零角度。
11.这样，在保证不影响冲压空气涡轮舱内空间的条件下，增加了叶片数量，使得涡轮起转速度更快，减小了rat接入电网时间。另外，增加叶片数量也可提升涡轮利用风能转换能量效率，进而提升应急发电效率。
12.根据本发明的上述方面，较佳地，第一组涡轮叶片可以固定到第一安装件，而第二组涡轮叶片可以固定到第二安装件，其中，第一安装件和第二安装件具有形状互补的配合结构，使得在第二位置中，第一安装件和第二安装件形状配合在一起并限制第二安装件相对于第一安装件的运动。
13.这样，通过形状配合将第一安装件和第二安装件形状配合在一起，进而使得在第二位置中，第一组涡轮叶片相对于第二组涡轮叶片保持固定，从而确保了冲压空气涡轮应急能源驱动装置的稳定和安全操作。
14.根据本发明的上述方面，较佳地，第一安装件可以包括第一轴，第一轴在朝向第二安装件的端部处设有径向突出部，第二安装件可以包括容纳部，其中，容纳部构造成在轴向方向上引导径向突出部，并且其中，容纳部在朝向第一安装件的端部处设有直径缩小部分。
15.通过这种轴向布置，使得第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片不仅能够相对于彼此周向旋转，而且能够相对于彼此在轴向方向上移动，以调节第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片之间的轴向距离，进而进一步提升风能转换能量效率。
16.根据本发明的上述方面，较佳地，第一安装件可以包括围绕周向方向间隔设置的第一凸缘和第一凹槽，而第二安装件可以包括围绕周向方向间隔设置的第二凸缘和第二凹槽，其中，在第二位置中，第一凸缘配合到第二凹槽中，并且第二凸缘配合到第一凹槽中。
17.通过这种布置能够确保在第二位置中，第一安装件和第二安装件更可靠地借助形状配合固定在一起，确保联接的可靠性和稳定性，特别是在周向方向和轴向方向上。
18.根据本发明的上述方面，较佳地，第一凸缘可以设有第一滑轨，而第一凹槽可以设有第二滑轨，并且第二凸缘设有第一滑块，其中，在第一位置中，第一滑块配合到第一滑轨中，而在第二位置中，第一滑块配合到第二滑轨中。
19.这样，使得第一安装件和第二安装件能够相对于彼此按照预定的路径进行相对运动，特别是周向运动，并且确保联接的可靠性和稳定性，特别是在径向方向上。
20.根据本发明的上述方面，较佳地，第一滑轨可以在第一周向方向上朝向第一凸缘的端部形成贯穿开口，而在相对的端部处封闭，以约束第二安装件仅在第一周向方向上相对于第一安装件转动。
21.这样，使得第一滑轨仅在一个方向上开口，以允许第二安装件仅能相对于第一安装件在一个方向上旋转，并且仅能旋转通过一个凸缘或凹槽的周向距离，因为封闭的端部阻止了第二安装件相对于第一安装件的继续旋转，从而尽可能避免了第二组涡轮叶片相对于第一组涡轮叶片空转。
22.根据本发明的上述方面，较佳地，在第一安装件和第二安装件之间可以设有偏置构件，偏置构件将第二安装件朝向第一安装件偏置。该偏置构件可以与冲压空气一起迫使
第二安装件靠近第一安装件移动。
23.根据本发明的上述方面，替代地并且另外较佳地，在第一安装件和第二安装件之间可以设有偏置构件，偏置构件将第二安装件远离第一安装件偏置。该偏置构件可以在没有冲压空气作用在第二组涡轮叶片上时，例如在冲压空气涡轮应急能源驱动装置不工作时(例如飞行器降落后)，有助于使第二组安装件相对于第一组安装件返回到第一位置，即收起位置，从而便于维护人员的rat收起操作。
24.根据本发明的上述方面，较佳地，第一组涡轮叶片和第二组涡轮叶片各自可以包括成直线布置的两个涡轮叶片。这样，与现有的冲压空气涡轮应急能源驱动装置相比，不会增加所占用和打开的空间要求，便于在现有的飞行器上实施改装。
25.根据本发明的上述方面，较佳地，在第二位置中，第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片可以在同一旋转面内，从而进一步提升冲压空气涡轮应急能源驱动装置的风能利用率。
26.根据本发明的上述方面，为了更进一步提高风能利用率，较佳地，在第二位置中，第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片可以成90度的角度。
27.根据本发明的另一方面，提出了一种飞行器，该飞行器可以包括根据以上方面中的任一项的冲压空气涡轮应急能源驱动装置。
28.本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置包括但不限于以下列出的优点：
29.1)本发明的装置通过增加叶片数量，能够大幅提升涡轮利用风能转换能量的效率和应急发电效率；
30.2)本发明的装置通过增加叶片数量，涡轮起转速度更快，可减小rat接入电网时间；
31.3)本发明的装置通过增加叶片数量，带载能力更强，可大幅提升涡轮重负载带载能力；
32.4)本发明的装置通过增加叶片数量，提取风能效率更高，应急供电低速限制更小。
33.由此，通过本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置能够满足使用要求，克服了现有技术的缺点并且实现了预定的目的。
附图说明
34.为了进一步清楚地描述根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，在附图中：
35.图1示意性地示出了冲压空气涡轮应急能源驱动装置的风能利用系数与叶尖速比关系；
36.图2是根据本发明的非限制性实施例的冲压空气涡轮应急能源驱动装置的处于第一位置时的示意图；
37.图3是根据本发明的非限制性实施例的冲压空气涡轮应急能源驱动装置的处于第二位置时的示意图；
38.图4是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置的一部分的示意性立体图；
39.图5是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置的一部分的示意性俯视图；
40.图6是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置的另一部分的示意性立体图；以及
41.图7是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置的一部分的示意性剖视图。
42.上述附图仅仅是示意性的，未严格按照比例绘制。
43.图中的附图标记在附图和实施例中的列表：
44.100-冲压空气涡轮应急能源驱动装置，包括：
45.10-第一组涡轮叶片；
46.20-第二组涡轮叶片；
47.30一第一安装件，包括：
48.30a-第一轴；
49.31-第一凸缘；
50.31a-第一滑轨；
51.32-第一凹槽；
52.32a-第二滑轨；
53.40一第二安装件，包括：
54.40a-容纳部；
55.41-第二凸缘；
56.41a-第一滑块；
57.42-第二凹槽；
58.50-偏置构件；
59.a-轴向方向；
60.b-第一周向方向。
具体实施方式
61.应当理解，除非明确地指出相反，否则本发明可以采用各种替代的取向和步骤顺序。还应当理解，附图中所示及说明书中描述的具体装置仅是本文公开和限定的发明构思的示例性实施例。因而，除非另有明确的声明，否则所公开的各种实施例涉及的具体取向、方向或其它物理特征不应被视为限制。
62.冲压空气涡轮(rat)应急发电装置是飞机的应急动力系统以及液压系统的重要设备。当飞机主发动机停车并且辅助动力系统(apu)失效时，rat系统是最后的应急手段。rat在正常情况下收在飞机机身的内侧、机翼的内部或起落架的舱门中。工作时，冲压空气涡轮弹出，通过飞行时的来流气流吹动前端叶片并带动发动机或小型液压机工作，为飞机提供紧急电力供应或者液压供应。
63.由于飞机上空间限制，当前飞机冲压空气涡轮设计通常为双叶片结构，若要提升发电效率需要增加叶片长度或叶片数量，较大的舱门开口会影响飞机主结构的强度，因此由于rat舱门开口尺寸限制，rat叶片数量一般限制在2叶片。
64.图1示意性地示出了冲压空气涡轮应急能源驱动装置的风能利用系数与叶尖速比关系。
65.冲压空气涡轮的叶片尺寸越大，则叶尖速比越大。叶尖速比为风轮叶片叶尖线速度与涡轮上游未受扰动的气流速度之比，用λ表示，其计算公式为：
[0066][0067]
其中ω——涡轮转动角速度，单位为rad/s；
[0068]
r——涡轮半径，单位为m；
[0069]v∞
——涡轮上游未受扰动的气流速度，单位为m/s。
[0070]
将ω＝2πn代入上式，其中n为涡轮转速，单位为rpm/s，可得：
[0071][0072]
风能利用系数是指涡轮的输出功率与其扫掠面积对应的自由流速所具有的风功率之比，用c
p
表示，因此涡轮输出功率p计算公式为：
[0073][0074]
其中p——涡轮输出功率，单位为w；
[0075]
ρ——空气密度，单位为kg/m3；
[0076]ad
——涡轮扫掠面积，单位为m2。
[0077]
冲压空气涡轮转速一般为6800rpm/min，飞机在空中空速大于130kn(节)，小于0.8ma(马赫)，若冲压空气涡轮半径为0.6m。若不考虑叶片形状和变桨等影响，经过估算，其低速特性的叶尖速比为5.57，此时风能利用系数对于2个叶片为0.2，而对于4个叶片，风能利用系数为0.38。风能利用率和涡轮输出功率提升约2倍，可大幅度提高风能利用率和涡轮输出功率。采用多叶片设计提高了低速重负载启动能力(如带载电动液压泵)。
[0078]
4叶片设计与2叶片设计两者若具备相同的涡轮输出功率，则4叶片设计的长度可为2叶片长度的0.707，因此4叶片设计的涡轮叶片占据空间可更小，rat舱门开口尺寸更小，对机体结构影响最小。
[0079]
因此，本发明提出了一种用于飞机应急能源的冲压空气涡轮应急能源驱动装置，通过设置两组涡轮叶片，例如在初始状态下沿轴向方向同轴布置(例如前后布置)的两组涡轮叶片，能够在保证不影响冲压空气涡轮舱内空间的条件下，增加叶片数量。这样，涡轮起转速度更快，可减小rat接入电网时间。另外，通过增加叶片数量，也可以提升涡轮利用风能转换能量的效率，进而提升应急发电效率。
[0080]
作为非限制性实施例，该装置可以具有多组涡轮叶片，例如两组涡轮叶片。例如，在初始状态或位置中，两组涡轮叶片沿轴向方向前后布置，例如同轴布置。在弹出舱外之后，在风力作用下，两组涡轮可相对于彼此旋转，从而连接为四桨叶涡轮。这种多桨叶涡轮机可提升利用风能转换能量效率、发电效率、减小rat接入电网时间。
[0081]
图2是根据本发明的非限制性实施例的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100的处于第一位置时的示意图，而图3是根据本发明的非限制性实施例的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100的处于第二位置时的示意图。
[0082]
根据本发明，第一位置(或状态)可以是冲压空气涡轮收起到飞机内部的位置，在该第一位置中，冲压空气涡轮不工作。第二位置(或状态)可以是冲压空气涡轮已经弹出到飞机外部并且已经旋转就位的位置，在该第二位置中，冲压空气涡轮已经准备好开始工作或者处于工作中。
[0083]
如图所示并且根据非限制性实施例，冲压空气涡轮应急能源驱动装置100可以包括在轴向方向a上同轴布置的第一组涡轮叶片10和第二组涡轮叶片20。例如第二组涡轮叶片20可以布置在第一组涡轮叶片10的前方，面向冲压空气流。在附图所示的示例中，第一组涡轮叶片10和第二组涡轮叶片20可以各自包括成直线布置的两个涡轮叶片。每个涡轮叶片的大小和形状可以相同，并且涡轮叶片的表面上具有预定的偏转角度，以使得在冲压空气的作用下朝向预定的方向旋转。
[0084]
如图所示，在第一位置中，第一组涡轮叶片10与第二组涡轮叶片20叠置，例如一前一后的对齐布置，以便尽可能减少收起和释放所需的空间。
[0085]
另外，虽然附图中未示出，但是冲压空气涡轮应急能源驱动装置100还可以设有锁定机构，用于在第一位置中，锁定第一组涡轮叶片10与第二组涡轮叶片20，以将其锁定在彼此叠置的位置，而不会与其余部件进行干涉，特别是从舱内释放出来期间。
[0086]
根据本发明，第二组涡轮叶片20能够相对于第一组涡轮叶片10围绕轴向方向a从第一位置(图2中所示的位置)转动到第二位置(图3中所示的位置)并且保持在第二位置，例如在锁定装置解锁后。在第二位置中，第一组涡轮叶片10与第二组涡轮叶片20可以成预定的非零角度，例如图3中示出的大致成90度的角度。
[0087]
第一组涡轮叶片10可以固定到第一安装件30，而第二组涡轮叶片20可以固定到第二安装件40。例如，第一安装件30和第二安装件40同轴安装，并且各自可以具有毂状结构，并且内部可以是大致中空的。第一组涡轮叶片10的两个叶片可以从第一安装件30的侧部延伸出来，以使两个叶片成直线布置。同样地，第二组涡轮叶片20的叶片(例如两个叶片)可以从第二安装件40的侧部延伸出来，以使两个叶片成直线布置。
[0088]
根据本发明，为简单起见，第一组涡轮叶片10与第一安装件30的组合可以称为第一组涡轮，而第二组涡轮叶片20与第二安装件40的组合可以称为第二组涡轮。
[0089]
应当理解，虽然本发明参照每组涡轮叶片包括两个叶片的实施例进行了说明，但是本领域技术人员可以设想其余类型的叶片数量和布置方式，而不脱离本发明的范围。
[0090]
根据本发明的非限制性实施例，第一安装件30和第二安装件40可以具有形状互补的配合结构，使得在第二位置中，第一安装件30和第二安装件40形状配合在一起，并且此时，这种配合结构限制第一安装件30和第二安装件40之间的相对运动，例如限制其间的任何周向运动，并且例如可以与其余部件一起或者在冲压空气的辅助下，限制其间的轴向运动。
[0091]
图4是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100的一部分的示意性立体图；图5是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100的一部分的示意性俯视图；而图6是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100的另一部分的示意性立体图。
[0092]
如图所示，作为形状互补的配合结构的示例，第一安装件30可以包括围绕周向方向间隔设置的第一凸缘31和第一凹槽32(见图4)，而第二安装件40包括围绕周向方向间隔设置的第二凸缘41和第二凹槽42(见图6)。这些凸缘和凹槽可以彼此之间等距间隔开，使得每个凸缘和凹槽大约对应于四分之一圆周。
[0093]
这样，在第二位置中，第一凸缘31可以配合到第二凹槽42中，并且第二凸缘41可以配合到第一凹槽32中，例如使得凸缘和凹槽正好卡扣配合在一起(如图3中示出的)。随着它们的卡合，第一组涡轮叶片10与第二组涡轮叶片20之间的轴向距离也发生变化，使得它们
可以处于同一旋转面内，以提升涡轮利用风能转换能量的效率。
[0094]
继续参考图4至图6，第一凸缘31设有呈引导槽形式的第一滑轨31a，而第一凹槽32设有呈引导槽形式的第二滑轨32a(见图4和5中示出的)。相应地，第二凸缘41可以设有第一滑块41a，第一滑块41a例如可以从第二凸缘41的轴向端部突出，并且其周向轮廓跟随第二凸缘41的形状。
[0095]
这样，在第一位置中，第一滑块41a可以配合到第一滑轨31a中(如图2中所示)，而在第二位置中，第一滑块41a可以配合到第二滑轨32a中(如图3中所示)。
[0096]
作为非限制性实施例，在rat释放后，第二组涡轮可以先解锁旋转，此时，风速作用力对涡轮的作用力向后。当第二组涡轮的第二凸缘41开始进入第一组涡轮的第一凹槽32内，第二组涡轮在风力(以及可能的偏置构件)的作用下在第一凹槽32内开始向后移动。同时，第二组涡轮的第二凸缘41在旋转过程中会碰到第一组涡轮的第一凸缘31的侧壁，从而使得第二组涡轮的第二凸缘41、第一滑块41a与第一组涡轮的第一凹槽32、第二滑轨32a对应地完全重合，同时第一组涡轮的第一凸缘31与第二组涡轮的第二凹槽42重合，最终使两组涡轮处于同一水平旋转面内。
[0097]
这样，在空中rat释放后，第二组涡轮叶片20开始旋转，在风力(以及可能的偏置构件)的作用下，第二组涡轮叶片的第二凸缘41可旋转至第一组涡轮的第一凹槽32内，两组叶片组成了四桨叶涡轮叶片，如图3所示，这增加了旋转叶片数量，提高了利用风能的效率。
[0098]
应当理解，虽然本发明借助凸缘和凹槽的形式描述了第一安装件30和第二安装件40之间的形状配合方式，但是能够实现它们之间的形状配合连接的其余类型的结构也包括在本发明的范围内。例如，每个安装件上设有倾斜的斜面以楔入在一起的结构等。
[0099]
如图4中清楚地示出的，第一滑轨31a在第一周向方向b上朝向第一凸缘31的端部形成贯穿开口，而在相对的端部处封闭，以约束第二安装件40仅在第一周向方向b上相对于第一安装件30转动，而不能在相反的方向上转动。另外，通过这种设置，使得在第二安装件40相对于第一安装件30转动时，它们之间的相对周向运动的范围不超出第一凸缘31或第二凸缘41的周向长度，因为封闭的端部阻挡了第二安装件40相对于第一安装件30在第一周向方向b上的继续转动。这样，这种结构仅允许第二安装件40相对于第一安装件30从第一位置转动到第二位置，并且保持在该第二位置，而不能继续旋转，除非在不适用后经由手动进行调节，以返回到第一位置中。
[0100]
图7是根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100的一部分的示意性剖视图。
[0101]
在图7中示出了第二安装件40相对于第一安装件30的轴向运动的约束机构。如图所示并且根据非限制性实施例，第一安装件30可以包括第一轴30a，第一轴30a可以与第一安装件30成整体，并且可以用作将叶片的旋转传递到变速箱或者发电机的旋转轴。第一轴30a在朝向第二安装件40的端部(即图7中的右端)处设有径向突出部。
[0102]
第二安装件40可以包括容纳部40a，容纳部40a可以是大致圆筒形的结构，并且从第二安装件40的端面朝向第一安装件30延伸。容纳部40a构造成在轴向方向a上引导径向突出部，例如活塞式引导，以适应第二安装件40相对于第一安装件30的轴向运动。容纳部40a在朝向第一安装件30的端部处设有直径缩小部分，该直径缩小部分可以与径向突出部配合，以防止第一轴30a从容纳部40a脱出。
[0103]
这样，在第一位置中，径向突出部可以抵靠直径缩小部分，以限制第二安装件40在轴向方向a上远离第一安装件30移动，而在第二位置中，径向突出部可以从直径缩小部分运动到第二安装件40的端面，并且抵靠该端面或者与该端面之间存在间隙，以允许第二安装件40在轴向方向a上朝向第一安装件30移动，进而从第一位置轴向移动到第二位置，并保持在该第二位置。
[0104]
返回参照图4，如图所示，根据本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100可以包括偏执构件50，偏置构件50可以围绕第一轴30a设置在第一安装件30和第二安装件40之间。偏置构件50可以用于将第二安装件40朝向第一安装件30偏置，以便在第二组涡轮叶片朝向第二位置展开期间，与冲压空气的作用一起将第二安装件40与第一安装件30配合在一起，例如，使得第一凸缘31配合到第二凹槽42中，并且第二凸缘41配合到第一凹槽32中。
[0105]
替代地，偏置构件50可以用于将第二安装件40远离第一安装件30偏置，以便在冲压空气涡轮应急能源驱动装置100不工作时，例如飞行器降落后，使第二组安装件40远离第一组安装件30运动，从而便于将其返回到第一位置，以收起rat。应当理解，此时的偏置力应相对较小，以便在展开到第二位置时，冲压空气的作用力能够抵抗该偏置构件50的偏置力使第二组安装件40沿着轴向方向a朝向第一安装件30移动。
[0106]
在附图示出的实施例中，偏置构件50成形为直线弹簧的形式，但是替代地，在其他实施例中，本领域技术人员可以设置其余类型的偏置构件，例如各种弹性体(例如弹性复合材料等)。
[0107]
如本文所用的表示方位或取向的术语“前方”和“后方”以及用于表示顺序的用语“第一”、“第二”等仅仅是为了使本领域普通技术人员更好地理解以较佳实施例形式示出的本发明的构思，而非用于限制本发明。除非另有说明，否则所有顺序、方位或取向仅用于区分一个元件/部件/结构与另一个元件/部件/结构的目的，并且除非另有说明，否则不表示任何特定顺序、操作顺序、方向或取向。例如，在替代实施例中，“第一组涡轮叶片”可以是“第二组涡轮叶片”，并且“第一安装件”可以替代地是指“第二安装件”。
[0108]
综上所述，根据本发明的实施例的冲压空气涡轮应急能源驱动装置100克服了现有技术中的缺点，实现了预期的发明目的。
[0109]
虽然以上结合了较佳实施例对本发明的冲压空气涡轮应急能源驱动装置进行了说明，但是本技术领域的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行各种修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

技术特征：
1.一种冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，所述冲压空气涡轮应急能源驱动装置包括：在轴向方向(a)上同轴布置的第一组涡轮叶片(10)和第二组涡轮叶片(20)，其中，所述第二组涡轮叶片(20)能够相对于所述第一组涡轮叶片(10)围绕所述轴向方向(a)从第一位置转动到第二位置并且保持在所述第二位置，其中，在所述第一位置中，所述第一组涡轮叶片(10)与所述第二组涡轮叶片(20)叠置，而在所述第二位置中，所述第一组涡轮叶片(10)与所述第二组涡轮叶片(20)成预定的非零角度。2.根据权利要求1所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，所述第一组涡轮叶片(10)固定到第一安装件(30)，而所述第二组涡轮叶片(20)固定到第二安装件(40)，其中，所述第一安装件(30)和所述第二安装件(40)具有形状互补的配合结构，使得在所述第二位置中，所述第一安装件(30)和所述第二安装件(40)形状配合在一起并限制所述第二安装件(40)相对于所述第一安装件(30)的运动。3.根据权利要求2所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，所述第一安装件(30)包括第一轴(30a)，所述第一轴在朝向所述第二安装件(40)的端部处设有径向突出部，所述第二安装件(40)包括容纳部(40a)，其中，所述容纳部构造成在所述轴向方向(a)上引导所述径向突出部，并且其中，所述容纳部在朝向所述第一安装件(30)的端部处设有直径缩小部分。4.根据权利要求2所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，所述第一安装件(30)包括围绕周向方向间隔设置的第一凸缘(31)和第一凹槽(32)，而所述第二安装件(40)包括围绕所述周向方向间隔设置的第二凸缘(41)和第二凹槽(42)，其中，在所述第二位置中，所述第一凸缘(31)配合到所述第二凹槽(42)中，并且所述第二凸缘(41)配合到所述第一凹槽(32)中。5.根据权利要求4所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，所述第一凸缘(31)设有第一滑轨(31a)，而所述第一凹槽(32)设有第二滑轨(32a)，并且所述第二凸缘(41)设有第一滑块(41a)，其中，在所述第一位置中，所述第一滑块(41a)配合到所述第一滑轨(31a)中，而在所述第二位置中，所述第一滑块(41a)配合到所述第二滑轨(32a)中。6.根据权利要求5所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，所述第一滑轨(31a)在第一周向方向(b)上朝向所述第一凸缘(31)的端部形成贯穿开口，而在相对的端部处封闭，以约束所述第二安装件(40)仅在所述第一周向方向(b)上相对于所述第一安装件(30)转动。7.根据权利要求2所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，在所述第一安装件(30)和所述第二安装件(40)之间设有偏置构件(50)，所述偏置构件将所述第二安装件(40)朝向所述第一安装件(30)偏置。8.根据权利要求1-7中任一项所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，所述第一组涡轮叶片(10)和第二组涡轮叶片(20)各自包括成直线布置的两个涡轮叶片。9.根据权利要求1-7中任一项所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)，其特征在于，在所述第二位置中，所述第一组涡轮叶片(10)与所述第二组涡轮叶片(20)在同一旋转
面内。10.一种包括根据权利要求1-9中任一项所述的冲压空气涡轮应急能源驱动装置(100)的飞行器。

技术总结
本发明涉及一种冲压空气涡轮应急能源驱动装置，包括：在轴向方向上同轴布置的第一组涡轮叶片和第二组涡轮叶片，其中，第二组涡轮叶片能够相对于第一组涡轮叶片围绕轴向方向从第一位置转动到第二位置并保持在第二位置，其中，在第一位置中，第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片叠置，而在第二位置中，第一组涡轮叶片与第二组涡轮叶片成预定的非零角度。这样，在保证不影响冲压空气涡轮舱内空间的条件下，增加了叶片数量，使得涡轮起转速度更快，减小了RAT接入电网时间。另外，增加叶片数量也可提升涡轮利用风能转换能量效率，进而提升应急发电效率。本发明还涉及一种包括冲压空气涡轮应急能源驱动装置的飞行器。急能源驱动装置的飞行器。急能源驱动装置的飞行器。


技术研发人员：赵文豪 杨溢炜 王茜
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
技术研发日：2023.02.10
技术公布日：2023/6/27