一种微小型航空涡轮发动机内置控制电路板布局

摘要

本发明涉及一种微小型航空涡轮发动机内置控制电路板布局，包括控制电路板，所述控制电路板固定在发动机的压气机叶轮机匣上，发动机的整流罩罩住所述控制电路板是的所述控制电路板内置于所述整流罩内。本发明将微小型航空涡轮发动机控制芯片模块与驱动模块集成在一起，最终将控制电路板集成在发动机整流罩内部，减少了发动机外部设备和附件数量，有效降低了微小型航空涡轮发动机系统重量，提高推重比；该系统装置通过气体流动能加快电路板散热，有效降低电路板的温度；该系统装置具有较好的稳定性和可靠性。

说明书

技术领域

本发明涉及微小型航空涡轮发动机技术领域，尤其是涉及一种微小型航空涡轮发动机内置控制电路板布局。

背景技术

微小型航空涡轮发动机可以分为微小型涡喷发动机、微小型涡桨发动机和微小型涡轴发动机等；其中微小型涡喷发动机是将经离心式压气机和扩压器做功的空气在燃烧室内燃烧做功产生的高温高压燃气带动涡轮高速转动，最终在尾喷管高速喷出燃气，通过喷出的高速气流产生推力；微小型涡桨发动机和微小型涡轴发动机的核心机部分与微小型涡喷发动机是相似的，与之不同得的是通过输出轴功为高速飞行器提供动力。微小型涡轮发动机具有结构精密、体积小、推重比大、燃烧效率高等诸多优点，现在多用于无人机、巡飞弹、靶机、轻型飞机或个人飞行器等提供所需动力，同样也可以为地面装置提供电力和动力等。

航空发动机比作为飞行器的心脏，那么微小型航空涡轮发动机的内置控制电路系统可以比作为神经网络系统，特别是飞行器在实现起动、爬升、应急机动等状态下保证其稳定工作起重要作用。现有同类型发动机控制设备设置在发动机外部，系统附件数量多，这些系统附件的安装固定方式不恰当的话将给发动机稳定工作带来风险隐患，同时这些系统附件与发动机本体进行连接时需要一定量的电缆线束和连接接插件，这些布置均给发动机带来了较多的额外重量，降低了发动机的推重比性能。因此，在微小型航空涡轮发动机的内部设计一套小型的内置控制电路系统可以有效地减少微小型航空涡轮发动机的重量，精简内部结构，提高推重比；从而保证为飞行器发动机长时间稳定工作提供可靠保障。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种微小型航空涡轮发动机内置控制电路板布局，该装置实现了微小型航空涡轮发动机(涡喷、涡桨、涡轴发动机)在飞机飞行包线内稳定控制；该系统还显著地减少了微小型航空涡轮发动机外部设备和系统附件的数量，极大程度地将控制系统集成于发动机内置电路板上，同时还将微小型航空涡轮发动机的控制模组和驱动模组进正整合，根据微小型航空涡轮发动机的压气机叶轮机匣与整流罩空间几何形状设计成扇形电路板形状，基于该布局，在微小型航空涡轮发动机的压气机叶轮机匣前缘与整流罩设置缝隙，当发动机工作时发动机压气机可以通过该缝隙将整流罩与压气机叶轮机匣腔内空气抽吸进入压气机参与燃烧，同时通过整流罩空气进气口吸入冷空气，整流罩与压气机叶轮机匣腔内空气流带走电路板自身工作产生的热量及发动机机匣热传导过来的热量，有效降低电路板温度，提供稳定性和可靠性，经济性能好，结构简单。

本发明通过如下技术方案实现。

一种微小型航空涡轮发动机内置控制电路板布局，包括控制电路板，所述控制电路板固定在发动机的压气机叶轮机匣上，发动机的整流罩罩住所述控制电路板是的所述控制电路板内置于所述整流罩内。

优选的，在压气机叶轮机匣前缘与整流罩之间设有进气缝隙。

优选的，所述控制电路板为几何形状呈扇形的扇形电路板。

优选的，所述控制电路板上设有固定座，所述压气机叶轮机匣上设置有与所述固定座对应的安装孔。

优选的，所述固定座至少为三个，其中两个固定座位于控制电路板的两端，其余的固定座位于控制电路板的两端之间任意位置。

优选的，所述固定座均布。

具体的，所述控制电路板上设置有转速测量模块、排气温度测量模块、发动机控制模块、油阀控制模块。

具体的，所述转速测量模块包括转速测量检测器和转速测量接头。

具体的，所述排气温度测量模块包括排气温度测量器和排气温度测量器接头。

具体的，所述发动机控制模块包括控制芯片模块、驱动模块和控制模块接头。

具体的，所述油阀控制模块包括主燃油阀控制模块、点火油阀控制模块和油阀供电接头。

具体的，所述控制电路板包括启动电机接头、发动机通信与供电插座，所述发动机通信与供电插座设置在所述控制电路板的侧面，所述整流罩上设置有与所述发动机通信与供电插座对应的插座孔。

与现有技术相比，本发明的优点是：

1、本发明，将微小型航空涡轮发动机的控制电路板集成在微小型航空涡轮发动机整流罩内部，减少了微小型航空涡轮发动机外部设备和系统附件数量，有效的降低了微小型航空涡轮发动机的整体重量，简化了微小型航空涡轮发动机的整体结构，大大的提高了微小型航空涡轮发动机的推重比；

2、本发明，将微小型航空涡轮发动机的控制模组和驱动模组集成在一起，并根据压气机叶轮机匣与整流罩空间几何形状设计成为扇形电路板，充分利用了整流罩与压气机叶轮机匣之间的内部空间；

3、本发明，基于以上布局，在压气机叶轮机匣前缘与整流罩之间设置缝隙，在微小型航空涡轮发动机工作时，发动机压气机可以通过该缝隙将整流罩与压气机叶轮机匣腔内空气抽吸进入压气机参与燃烧，同时通过整流罩空气进气口进入冷空气，整流罩与压气机叶轮机匣腔内空气流带走电路板上自身工作产生的热量及发动机匣热传导过来的热量，有效的降低了电路板温度，提供稳定性和可靠性。

附图说明

图1是本发明的内置控制电路板布局及高效散热装置示意图；

图2是本发明的内置控制电路板布局及高效散热装置细节示意图；

图3是本发明的内置电路板俯视示意图；

图4是本发明的外整流罩示意图；

图5是本发明的图4中H放大图；

图6是本发明的压气机叶轮机匣示意图；

图7是本发明安装在微小型航空涡轮发动机上的示意图；

附图中各部件的标记如下：

1：控制电路板、11：固定座、12：固定座a、13：固定座b、14：固定座c、15：启动电机接头、16：发动机通信与供电插座、17：进气缝隙；

2：转速测量模块、21：转速测量检测器、22：转速测量接头；

3：排气温度测量模块、31：排气温度测量器、32：排气温度测量器接头；

4：发动机控制模块、41：控制芯片模块、42：驱动模块、43：控制模块接头；

5：油阀控制模块、51：主燃油阀控制模块、52：点火油阀控制模块、53：油阀供电接头；

6：压气机叶轮机匣、61：安装孔、62：压气机叶轮机匣前缘；

7：整流罩、71：插座孔。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。

如图1至图7，一种微小型航空涡轮发动机内置控制电路板布局，其特征在于，包括控制电路板1，所述控制电路板1固定在发动机的压气机叶轮机匣6上，发动机的整流罩7罩住所述控制电路板1是的所述控制电路板1内置于所述整流罩7内。

作为优选的实施方案，在压气机叶轮机匣前缘62与整流罩7之间设有进气缝隙17。在压气机叶轮机匣前缘62与整流罩7之间设有进气缝隙17，在微小型航空涡轮发动机工作时发动机压气机可以通过所述进气缝隙17将整流罩7与离心式压气机叶轮机匣腔内空气抽吸进入离心式压气机参与燃烧，同时通过整流罩7空气进气口吸入冷空气，整流罩7与离心式压气机叶轮机匣腔内空气流带走所述控制电路板1自身工作产生的热量及发动机机匣热传导过来的热量，能有效降低所述控制电路板1的温度，保证所述控制电路板1的稳定性和可靠性。

作为优选的实施方案，所述控制电路板1为几何形状呈扇形的扇形电路板。

作为优选的实施方案，所述控制电路板1上设有固定座11，所述压气机叶轮机匣6上设置有与所述固定座11对应的安装孔61。

作为优选的实施方案，所述固定座11至少为三个，其中两个固定座11位于控制电路板1的两端，其余的固定座11位于控制电路板1的两端之间任意位置；优选的所述固定座11均布；本实施例具体设置有三个固定座11，其中两个固定座11位于控制电路板1的两端，另外一个固定座11位于控制电路板1的中部，三个固定座11具体为固定座a12，固定座b13，固定座c14，所述固定座a12、固定座b13和固定座c14可以将所述控制电路板1稳定的固定在微小型航空涡轮发动机的整流罩7内部，保证不会发生松动。

作为具体的实施方案，所述控制电路板1上设置有转速测量模块2、排气温度测量模块3、发动机控制模块4、油阀控制模块5。

作为具体的实施方案，所述转速测量模块2包括转速测量检测器21和转速测量接头22；所述转速测量检测器21是已完成编程的高度集成的微小型元器件，设于所述控制电路板1上，所述转速测量检测器是测量微小型航空涡轮发动机的转子核心部分的转速，通常离心式压气机与涡轮是同轴相连，因此具有相同的转速，因此可以单独测量离心式压气机的转速，所述转速测量接头22，通过外接导线连通，形成闭合回路，保证整个速度监测正常通电工作。

作为具体的实施方案，所述排气温度测量模块3包括排气温度测量器31和排气温度测量器接头32；所述排气温度测量器31是已经完成编程的高度集成的微小型监测器元器件，设于所述控制电路板1上，通过设于微小型航空涡轮发动机内部的温度传感器进行检测微小型航空涡轮发动机内部的温度，包括有离心式压气机出口处的温度、燃烧室出口的温度、涡轮后的温度和尾喷管出口温度，通过对温度监测可以更好的实现对微小型航空涡轮发动机实际工况的监测和控制策略优化，在不同飞行包线内通过控制燃油供油规律来保证微小型航空涡轮发动机的高温部件不超温被烧坏，所述排气温度测量器接头32，通过外接导线连通，形成闭合回路，保证整个温度检测过程中正常通电工作。

作为具体的实施方案，所述发动机控制模块4包括控制芯片模块41、驱动模块42和控制模块接头43；所述控制芯片模块41是已经完成编程具有一定功能的高度集成的微小型工作元器件，所述控制芯片模块41设于所述控制电路板1上，所述控制芯片模块41通过接收外界输入的信息指令，实现对微小型航空涡轮发动机的各项功能的控制，所述驱动模块42同样设于所述控制电路板1上，主要作用是辅助所述控制芯片模块41对整个微小型航空涡轮发动机所有的机动性能的具有更好的可靠性和功能性，所述控制模块接头43，通过外接导线连通，形成闭合回路，保证整个所述控制芯片模块41和所述驱动模块42在微小型航空涡轮发动机正常通电工作。

作为具体的实施方案，所述油阀控制模块5包括主燃油阀控制模块51、点火油阀控制模块52和油阀供电接头53；所述主燃油阀控制模块51设于所述控制电路板1上，所述主燃油阀控制模块51是控制微小型航空涡轮发动机的主燃油开关，外界输入信号到所述发动机控制模块4，调节对燃烧室内燃油流量的供给，保证整个燃油系统的供应正常工作；所述点火油阀控制模块52主要是对微小型航空涡轮发动机在启动点火阶段的燃油流量的控制，从而保证微小型航空涡轮发动机在飞机飞行包线内可靠点火启动工作；所述油阀插座53是将所述主燃油阀控制模块51和所述点火油阀控制模块52集成为一个插座，简化整个所述控制电路板1的结构，减少微小型航空涡轮发动机的整体重量，通过外接导线连通，形成闭合回路，保证整个所述主燃油阀控制模块51和所述点火油阀控制模块52在微小型航空涡轮发动机燃油系统燃油流量的控制和正常点火启动的正常通电工作。

作为具体的实施方案，所述控制电路板1包括启动电机接头15、发动机通信与供电插座16，所述发动机通信与供电插座16设置在所述控制电路板1的侧面，所述整流罩7上设置有与所述发动机通信与供电插座16对应的插座孔71；所述启动电机接头15，保证启动电机在对微小型航空涡轮发动机的离心式压气机启动阶段的正常通电，所述发动机通信与供电插座16，保证所述整个控制电路板1正常通电工作。

为清楚表达本发明，图1和图2的整流罩7处于未安装的状态，整流罩7未罩住控制电路板1，图7为本发明安装在微小型航空涡轮发动机上的示意图。

以上所述仅为本发明较佳的实施例，并非因此限制本发明的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本发明说明书及图示内容所作出的等同替换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本发明的保护范围内。