專利名稱：外燃飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及大氣飛行器領(lǐng)域，尤其是一種外燃飛行器。
背景技術(shù)：
傳統(tǒng)大氣飛行器即飛機，都是采用內(nèi)燃機、渦輪噴氣式發(fā)動機或渦扇發(fā)動機，這些都是屬于內(nèi)燃發(fā)動機。但內(nèi)燃機由于其單位質(zhì)量功率較小，所以目前很少有裝有內(nèi)燃機的飛機；渦輪噴氣式發(fā)動機或渦扇發(fā)動機單位質(zhì)量功率較大，但是由于小型飛機需要小型發(fā)動機，而這兩種發(fā)動機被小型化后效率會大幅度降低。因此需要發(fā)明一種以外燃機為動力的大氣飛行器。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決上述問題，本發(fā)明提出的技術(shù)方案如下
一種外燃飛行器，包括機體、機翼、葉輪推進機構(gòu)、外燃機和燃料儲罐，所述機翼和所述機體連接，所述外燃機設(shè)置在所述機翼上或所述外燃機設(shè)置在所述機體上，所述外燃機對所述葉輪推進機構(gòu)輸出動力，所述燃料儲罐與所述外燃機的燃燒室連通。所述外燃機設(shè)為熱氣機。所述外燃機設(shè)為郎肯循環(huán)熱動力系統(tǒng)。所述外燃機設(shè)為外燃閉合式布雷頓循環(huán)熱動力系統(tǒng)。所述葉輪推進機構(gòu)設(shè)為螺旋槳。所述葉輪推進機構(gòu)設(shè)為風(fēng)扇。該外燃飛行器還包括涵道，所述外燃機的做功機構(gòu)、冷卻器和燃燒室中至少一個單元設(shè)置在所述涵道內(nèi)。所述葉輪推進機構(gòu)設(shè)置在所述涵道內(nèi)。所述做功機構(gòu)設(shè)置在所述涵道內(nèi)，在所述涵道內(nèi)設(shè)壓氣機，所述做功機構(gòu)對所述壓氣機輸出動力。所述冷卻器和所述燃燒室設(shè)置在所述涵道內(nèi)，所述冷卻器設(shè)置在所述涵道的上游，所述燃燒室設(shè)置在所述涵道的下游。所述外燃機的做功機構(gòu)設(shè)為徑向透平。所述外燃機的做功機構(gòu)設(shè)為低熵輪機的動力軸。所述外燃機的做功機構(gòu)設(shè)為超音速轉(zhuǎn)子發(fā)動機的旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體。所述外燃機的冷卻器設(shè)在該外燃飛行器的外表面處。本發(fā)明中，所謂的冷卻器是指一切可以對氣體進行降溫的裝置，例如散熱器、散熱后發(fā)生冷凝的冷卻器。本發(fā)明中，所謂燃燒室，是指供外燃方式加熱由所述冷卻器導(dǎo)出并經(jīng)增壓后的氣體循環(huán)工質(zhì)或用外燃方式將由所述冷卻器導(dǎo)出經(jīng)泵泵入的液體進行汽化的汽化器(即鍋爐)。
本發(fā)明中，所述涵道設(shè)置的目的，是為了利用所述涵道內(nèi)空氣的流動，提高所述冷卻器的冷卻能力，并使所述涵道內(nèi)的氣體吸收由所述做功機構(gòu)、所述冷卻器和所述燃燒室產(chǎn)生的余熱，使流經(jīng)所述涵道內(nèi)的空氣體積膨脹形成推力。本發(fā)明中，“所述冷卻器設(shè)置在所述涵道的上游，所述燃燒室設(shè)置在所述涵道的下游”的目的是，利用由所述冷卻器排出的余熱，使進入所述燃燒室內(nèi)的空氣溫度提高，減少燃料消耗。本發(fā)明中，所謂的上游是指在流體流動的流動流上處于來流方向的位置，當(dāng)流體流動的流動流為氣流時，所謂的上游相當(dāng)于氣流的上游。本發(fā)明中，所謂的下游是指在流體流動的流動流上處于去流方向的位置，當(dāng)流體流動的流動流為氣流時，所謂的下游相當(dāng)于氣流的下游。本發(fā)明中，所述壓氣機的設(shè)置，是為了增加所述涵道中空氣的壓力，利用余熱提高所述涵道的出口所產(chǎn)生的推力。本發(fā)明的有益效果如下用所述外燃機作為飛行器的動力，可以規(guī)避渦輪噴氣發(fā)動機或渦扇發(fā)動機中壓氣機和透平的加工制造難度，降低發(fā)動機的造價。利用所述外燃機作為飛行器的動力，可以制造出成本低效率高的續(xù)航時間長的無人機和小型發(fā)動機。


圖1是本發(fā)明實施例1的結(jié)構(gòu)示意 圖2是本發(fā)明實施例2中涵道的結(jié)構(gòu)示意 圖3是本發(fā)明實施例3中涵道的結(jié)構(gòu)示意 圖4是本發(fā)明冷卻器之一的結(jié)構(gòu)示意 圖5是本發(fā)明冷卻器之二的結(jié)構(gòu)示意圖，
圖中
I機體、2機翼、3葉輪推進機構(gòu)、4外燃機、41做功機構(gòu)、42冷卻器、43燃燒室、44壓氣機、5涵道、6燃料儲罐。
具體實施例方式實施例1
如圖1所示的外燃飛行器，包括機體1、機翼2、葉輪推進機構(gòu)3、外燃機4和燃料儲罐6，所述機翼2和所述機體I連接,所述外燃機4設(shè)置在所述機翼2上，所述外燃機4對所述葉輪推進機構(gòu)3輸出動力，所述燃料儲罐6與所述外燃機4的燃燒室連通。在實際應(yīng)用中，所述外燃機4還可設(shè)置在所述機體I上代替設(shè)置在所述機翼2上。具體體實施時，可選擇的將所述外燃機設(shè)為熱氣機、郎肯循環(huán)熱動力系統(tǒng)或外燃閉合式布雷登循環(huán)熱動力系統(tǒng)。具體實施時，可選擇的將所述葉輪推進機構(gòu)3設(shè)為螺旋槳或風(fēng)扇。實施例2
一種外燃飛行器，其與實施例1的區(qū)別在于該外燃飛行器還包括如圖2所示的涵道5，所述外燃機4的做功機構(gòu)41、冷卻器42和燃燒室43都設(shè)在所述涵道5內(nèi)，其中所述燃燒室43向所述做功機構(gòu)41輸送高溫工質(zhì)的通道設(shè)在所述涵道5外。所述葉輪推進機構(gòu)3設(shè)置在所述涵道5內(nèi)。具體實施時，可選擇地，可以將所述外燃機4的做功機構(gòu)41、冷卻器42和燃燒室43中的一個或兩個設(shè)置在所述涵道5內(nèi)。可選擇地，所述葉輪推進機構(gòu)3可以設(shè)置在所述涵道5外，如所述涵道5的入口外處。實施例3
一種外燃飛行器，其與實施例2的區(qū)別在于如圖3所示，所述燃燒室43向所述做功機構(gòu)41輸送高溫工質(zhì)的通道設(shè)在所述涵道5內(nèi)，且在所述冷卻器42與所述燃燒室43之間的連通通道上設(shè)壓氣機44，所述壓氣機44設(shè)置在所述涵道5內(nèi)，所述做功機構(gòu)41對所述壓氣機44輸出動力?？蓪ι鲜鰧嵤├兴鐾馊紮C4部分結(jié)構(gòu)設(shè)置位置進行改進，如僅將所述外燃機4的所述冷卻器42和所述燃燒室43設(shè)置在所述涵道5內(nèi)，其中所述冷卻器42設(shè)在所述涵道5的上游，所述燃燒室43設(shè)置在所述涵道5的下游。還可如圖4和圖5所示，將所述外燃機4的冷卻器42設(shè)在該外燃飛行器的外表面處，采用外部流動空氣來降溫。作為可以變換的實施方式，所述壓氣機44可以不設(shè)置在所述冷卻器42與所述燃燒室43之間的連通通道上，而是設(shè)置在所述涵道5內(nèi)的其它位置上。根據(jù)常規(guī)技術(shù)，可將所述外燃機4的所述做功機構(gòu)41設(shè)為徑向透平、申請?zhí)枮?01010164156. 5的低熵輪機的動力軸或申請?zhí)枮?01110186547.1的的旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體。顯然，本發(fā)明不限于以上實施例，根據(jù)本領(lǐng)域的公知技術(shù)和本發(fā)明所公開的技術(shù)方案，可以推導(dǎo)出或聯(lián)想出許多變型方案，所有這些變型方案，也應(yīng)認(rèn)為是本發(fā)明的保護范圍。
權(quán)利要求
1.一種外燃飛行器，包括機體(I)和機翼(2)，所述機翼(2)和所述機體(I)連接，其特征在于所述外燃飛行器還包括葉輪推進機構(gòu)(3)、外燃機(4)和燃料儲罐(6)，所述外燃機(4)設(shè)置在所述機翼(2)上或所述外燃機(4)設(shè)置在所述機體(I)上，所述外燃機(4)對所述葉輪推進機構(gòu)(3)輸出動力，所述燃料儲罐(6)與所述外燃機(4)的燃燒室(43)連通。
2.如權(quán)利要求1所述外燃飛行器，其特征在于所述外燃機(4)設(shè)為熱氣機，或所述外燃機(4)設(shè)為郎肯循環(huán)熱動力系統(tǒng),或所述外燃機(4)設(shè)為外燃閉合式布雷頓循環(huán)熱動力系統(tǒng)。
3.如權(quán)利要求1所述外燃飛行器，其特征在于所述葉輪推進機構(gòu)(3)設(shè)為螺旋槳。
4.如權(quán)利要求1所述外燃飛行器，其特征在于所述葉輪推進機構(gòu)(3)設(shè)為風(fēng)扇。
5.如權(quán)利要求1所述外燃飛行器，其特征在于所述外燃飛行器還包括涵道(5)，所述外燃機(4)的做功機構(gòu)(41)、冷卻器(42)和燃燒室(43)中至少一個單元設(shè)置在所述涵道(5)內(nèi)。
6.如權(quán)利要求5所述外燃飛行器，其特征在于所述葉輪推進機構(gòu)(3)設(shè)置在所述涵道(5)內(nèi)。
7.如權(quán)利要求5所述外燃飛行器，其特征在于所述做功機構(gòu)(41)設(shè)置在所述涵道(5 )內(nèi)，在所述涵道(5 )內(nèi)設(shè)壓氣機(44)，所述做功機構(gòu)(41)對所述壓氣機(44)輸出動力。
8.如權(quán)利要求5所述外燃飛行器，其特征在于所述冷卻器(42)和所述燃燒室(43)設(shè)置在所述涵道(5)內(nèi)，所述冷卻器(42)設(shè)置在所述涵道(5)的上游，所述燃燒室(43)設(shè)置在所述涵道(5)的下游。
9.如權(quán)利要求1所述外燃飛行器，其特征在于所述外燃機(4)的做功機構(gòu)(41)設(shè)為徑向透平，或所述外燃機(4)的做功機構(gòu)(41)設(shè)為低熵輪機的動力軸，或所述外燃機(4)的做功機構(gòu)(41)設(shè)為超音速轉(zhuǎn)子發(fā)動機的旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體。
10.如權(quán)利要求1所述外燃飛行器，其特征在于所述外燃機(4)的冷卻器(42)設(shè)在該所述外燃飛行器的外表面處。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種外燃飛行器，包括機體、機翼、葉輪推進機構(gòu)、外燃機和燃料儲罐，所述機翼和所述機體連接，所述外燃機設(shè)置在所述機翼上或所述外燃機設(shè)置在所述機體上，所述外燃機對所述葉輪推進機構(gòu)輸出動力，所述燃料儲罐與所述外燃機的燃燒室連通。本發(fā)明用外燃機作為飛行器的動力，可以規(guī)避渦輪噴氣發(fā)動機或渦扇發(fā)動機中壓氣機和透平的加工制造難度，降低發(fā)動機的造價。利用外燃機作為飛行器的動力，可以制造出成本低效率高的續(xù)航時間長的無人機和小型發(fā)動機。
文檔編號B64D27/02GK103029839SQ201210536558
公開日2013年4月10日 申請日期2012年12月12日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月23日
發(fā)明者靳北彪 申請人:摩爾動力(北京)技術(shù)股份有限公司