[0001] 本发明属于无人飞行器动力领域，具体涉及一种一种无人机用转子‑液体火箭发动机串联式组合动力系统。

[0002] 近来，小型无人机技术迅速发展，在航空领域展现出旺盛的生命力，成为世界各国争相研究的热点。此外，信息共享技术、协同技术等新型技术的提出与应用正推动着小型飞
行器应用领域的拓展，如高空侦查、检测、救灾、物资投送等。

[0003] 为实现飞行器工作区间向高海拔拓展，动力系统的选型至关重要。反三角转子发动机体积小、功重比高、航时长，可实现飞行器远距离、低速、低油耗巡航；而小型液体火箭
发动机动力强劲、加速性能好，可提高飞行器响应速度，快速抵达目标地域。

[0004] 截至目前，液体火箭发动机大多用于中大型航空航天飞行器，作为前几级动力系统。而微小型飞行器大多采用内燃机、电动力、小型涡喷等发动机作为动力。然而，电动力存
在续航能力不足、工作裕度(工作海拔、工作温度)较窄，且加速性能差；小型涡喷发动机推
力大，但油耗过高；传统内燃机动力性能较差，发动机高空功率衰减更加明显。相比较以上
动力系统，反三角转子发动机体积更小，功重比更高、续航能力更强，在高空飞行器动力系
统领域具有良好的前景。

[0005] 然而，反三角转子发动机‑液体火箭发动机组合动力研究尚处于空白。将反三角转子发动机‑液体火箭发动机组合动力应用于微小型飞行器，可以兼顾两种动力系统的优势，
实现高速运行、低速巡航两种工作状态转变。组合动力可用于初始阶段快速响应、抵达目标
地域，后续阶段长航时巡航，可用于快速救灾、侦查等功能飞行器，具有良好的应用前景。

[0039] 在下文中，仅简单地描述了某些示例性实施例。正如本领域技术人员可认识到的那样，在不脱离本发明的精神或范围的情况下，可通过各种不同方式修改所描述的实施例。
因此，附图和描述被认为本质上是示例性的而非限制性的。

[0040] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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。

[0041] 此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者
隐含地包括一个或者更多该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除
非另有明确具体的限定。

[0042] 在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连
接，也可以是电连接，还可以是通信；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以
是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可
以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0043] 在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它
们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特
征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在
第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示
第一特征水平高度小于第二特征。

[0044] 还应当理解，在本发明说明书中所使用的术语仅仅是出于描述特定实施例的目的而并不意在限制本发明。如在本发明说明书和所附权利要求书中所使用的那样，除非上下
文清楚地指明其它情况，否则单数形式的“一”、“一个”及“该”意在包括复数形式。

[0045] 还应当进一步理解，在本发明说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。

[0046] 在附图中示出了根据本发明公开实施例的各种结构示意图。这些图并非是按比例绘制的，其中为了清楚表达的目的，放大了某些细节，并且可能省略了某些细节。图中所示
出的各种区域、层的形状及它们之间的相对大小、位置关系仅是示例性的，实际中可能由于
制造公差或技术限制而有所偏差，并且本领域技术人员根据实际所需可以另外设计具有不
同形状、大小、相对位置的区域/层。

[0047] 下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

[0048] 实施例1

[0049] 如图1所示，本发明提供的一种无人机用转子‑液体火箭发动机串联式组合动力系统，包括飞行器壳体1，在飞行器壳体1前段布置有氧化剂供应系统2和燃料供应系统3。氧化
剂供应系统2与燃料供应系统3一方面与反三角转子发动机动力系统5相连接，另一方面通
过增压装置4与微型液体火箭发动机动力系统6相连接。此外组合动力系统通过控制系统7
实现点火、喷油策略调整。

[0050] 如图1和图2所示，本实施中飞行器壳体1呈圆筒状，包括巡飞器前段1‑1，巡飞器中段1‑2，巡飞器尾部1‑3，各部分之间通过连接器1‑5连接。无人机壳体1‑4布置于巡飞器中段
1‑2中。其中，巡飞器前段1‑1呈椭圆状，以减少空气阻力；巡飞器中段1‑2分为两级，第一级
微型液体火箭发动机动力系统6动力工作完毕后，此处的连接器1‑5解除约束，无人机壳体
1‑4由第二级反三角转子发动机动力系统5提供推力，实现巡航。

[0051] 如图1所示，本实施例中氧化剂供应系统2，其中储氧罐2‑1内存有高压氧气，布置于巡飞器前段1‑1内，供氧管路2‑2一端与储氧罐2‑1连接，另一端与进气总歧管5‑2与涡轮
泵壳体4‑5连接，供氧量分别通过供氧总阀门2‑3与转子发动机供氧阀门2‑4调节。

[0052] 如图1所示，本实施例中燃料供应系统3，其中燃料箱3‑1内存有航煤燃料，燃料箱3‑1沿周向安装于储氧罐2‑1上，供油管路3‑2一端连接于燃料箱3‑1，另一端连接于化油器
5‑1与涡轮泵壳体4‑5。供油量分别通过供油总阀门3‑3与转子发动机供油阀门3‑4调节。燃
油预热管路3‑5沿尾喷管6‑4周向曲折布置。

[0053] 如图1和图3所示，本实施例中增压装置4采用离心式增压结构，其中涡轮泵壳体4‑5与涡轮泵端盖4‑6组成内腔，支撑轴承4‑7安装于巡飞器中段1‑2上，用于定位涡轮泵主轴
4‑3。主动齿轮4‑1与发动机主轴5‑5连接，从动齿轮4‑2安装于涡轮泵主轴4‑3上，按设定齿
数比与主动齿轮4‑1啮合。增压涡轮4‑4安装于涡轮泵壳体4‑5内，与涡轮泵主轴4‑3过盈配
合。涡轮泵壳体4‑5设置进、出口，分别与供氧管路2‑2、供油管路3‑2和燃油预热管路3‑5连
接。

[0054] 如图1和图4所示，本实施例中反三角转子发动机动力系统5，其中化油器5‑1与供油管路3‑2连接，进气歧管5‑2与供氧管路2‑2连接。化油器5‑1与供氧管路2‑2均与转子发动
机本体5‑3的进气管道连接。转子发动机点火器5‑4与点火控制线路7‑4连接，受控制器7‑1
的电信号控制。发动机输出主轴5‑5穿过转子发动机本体5‑3，与主动齿轮4‑1连接，通过旋
转向外输出扭矩。

[0055] 如图1所示，本实施例中微型液体火箭发动机动力系统6，其中氧化剂喷注器6‑1分散布置、垂直安装于尾喷管6‑4头部，喷油嘴6‑2与燃油预热管路3‑5连接，周向安装于尾喷
管6‑4前段，沿气流方向向后呈斜45°布置。火箭发动机点火器6‑3周向布置于尾喷管6‑4前
段，与发动机点火控制线路7‑4连接，受控制器7‑1的电信号控制。尾喷管6‑4安装于巡飞器
尾部1‑3上，呈收敛‑扩张形状，有利于亚音速气流收敛、加速为超音速气流排出，获得更好
的动力性能。

[0056] 如图1所示，本实施例中发动机控制系统7，包括控制器7‑1、氧化剂阀门控制器7‑2、供油阀门控制线路7‑3和点火控制线路7‑3。其中氧化剂阀门控制器7‑2与供油阀门控制
线路7‑3分别与供养总阀门2‑3、转子发动机供氧阀门2‑4、供油总阀门3‑3、转子发动机供油
阀门3‑4连接，通过控制器7‑1电信号控制阀门开度，控制反三角转子发动机动力系统5和微
型液体火箭发动机动力系统6的燃油供应量。点火控制线路7‑3与转子发动机点火器5‑4、火
箭发动机点火器6‑3连接，通过控制器7‑1电信号控制点火时刻，维持发动机稳定工作。

[0057] 实施例2

[0058] 如图1至图4所示，本发明提供的一种无人机用转子‑液体火箭发动机串联式组合动力系统，其工作过程如下：

[0059] 组合动力系统开始工作时，氧化剂与燃料分别由储氧罐2‑1、燃料箱3‑1通过供氧管路2‑2、供油管路3‑2，一方面进入反三角转子发动机动力系统5，另一方面进入增压装置
4。控制器7控制供氧总阀门2‑3、转子发动机供氧阀门2‑4、供油总阀门3‑3、转子发动机供油
阀门3‑4开度，调节氧化剂与燃料流量。同时，控制系统7首先控制转子发动机点火器5‑4点
火，转子发动机5‑4开始工作，带动增压装置4开始工作。部分氧化剂与燃料量经过增压进入
氧化剂注射剂6‑1与燃油预热管路3‑5，经过预热、掺混喷出，由火箭发动机点火器6‑3点火
后经尾喷管6‑4喷出，为巡飞器提供动力，飞行器处于高速工作状态。在达到制定区域后，连
接器1‑5解除，飞行器壳体1解体，氧化剂供应系统2、燃料供应系统3、增压装置4、微型液体
火箭发动机动力系统6脱离，反三角转子发动机动力系统5改为自然吸气、燃油缸内直喷，并
继续为无人机壳体1‑4提供动力，飞行器切换为长航时巡航状态。通过该组合动力系统，飞
行器实现两种工作模式切换，拓展工作范围、延长巡航时间。

[0060] 以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点，对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或
基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将
实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说
明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明
内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

[0061] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当
将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员
可以理解的其他实施方式。以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的
保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本
发明权利要求书的保护范围之内。