噴氣式螺旋槳的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空飛行器動力推進系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，具體表現(xiàn)為一種噴氣式螺旋槳。
【背景技術(shù)】
[0002] 當今螺旋槳推進系統(tǒng)采用是風扇式扇風而產(chǎn)生的推力或浮力。這種扇風方式是開 放式的，泛泛的弱壓縮空氣而非封閉式的強壓縮空氣而產(chǎn)生的推力或浮力，即使轉(zhuǎn)速很快 也不能很好的把空氣進行強有力壓縮而產(chǎn)生很大的推力或浮力，因而飛行速度不快。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于提供一種推力或浮力很大的噴氣式螺旋槳。
[0004] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題將采用以下的技術(shù)方案來實現(xiàn)：
[0005] 如圖1所示：噴氣式螺旋槳整體結(jié)構(gòu)由槳體外殼以及中心轉(zhuǎn)動部分組成。槳體外 殼是由一組（實施例：五層）扁平有凹底的圓筒緊固而成。圓筒底面中心設(shè)有符合要求的 圓孔，末端緊固圓弧狀噴氣口。在進氣口和出氣口上分別設(shè)有支撐軸承的"十"字形支架并 緊固在槳體外殼上。中心轉(zhuǎn)動部分為五個空氣壓縮盤，它們分別通過盤頂面中心的圓孔固 定圈緊固在中心轉(zhuǎn)軸上，并且每個壓縮盤分別置于相應(yīng)的氣室之中。壓縮盤側(cè)面緊貼圓筒 內(nèi)壁且留有細小的縫隙，壓縮盤底面噴氣口插入圓筒凹底中心圓孔之中且緊密相貼留有細 小的縫隙。（如圖1所示）中心軸前端通過平面軸承和滾動軸承固定在前端進氣口支架上， 后端通過滾動軸承固定在后端噴氣口支架上。噴氣口支架上的軸承將隱藏于隔熱的軸承殼 內(nèi)。支架迎氣流面采用流線形設(shè)計。
[0006] 空氣壓縮盤是由盤的頂面、側(cè)面、凹形底面以及噴氣口側(cè)壁組合而成。頂面中心 為平面，四周為風葉面，此種設(shè)計防止氣流由中心部位回流。按力學的要求頂面中心圓盤應(yīng) 該厚一些，邊緣葉片相對薄一些，這樣在轉(zhuǎn)動時才不會發(fā)生扭曲變形（如圖7所示）。壓縮 盤應(yīng)制成進氣口面積大于出氣口面積，這樣在轉(zhuǎn)動時空氣將會被壓縮，具體比值大小根據(jù) 發(fā)動機功率以及飛行速度來設(shè)計。螺旋槳內(nèi)的一組壓縮盤由首層至末層，進氣口葉片角度 可逐級變小，便于更有力壓縮氣體。噴氣口直徑也一并逐級變小，便于氣壓增大以及氣流被 更順暢吸入。整個螺旋槳，尤其是空氣壓縮盤需用又輕又硬的材料制成，符合飛行器的飛行 要求（例如：鈦合金等）。
[0007] 根據(jù)壓力=壓強X受力面積公式得出：壓縮盤對吸入盤內(nèi)空氣的壓縮比是由兩 方面決定的。1、當轉(zhuǎn)速一定時，進氣口越大（出氣口不變），壓縮比越大。2、當進氣口和出 氣口一定時，轉(zhuǎn)速越高，壓縮比越大。假如在不同的轉(zhuǎn)速下每層所設(shè)計的壓縮比均相同，且 分別表現(xiàn)為2倍、3倍、4倍……的壓縮空氣，那么這種螺旋槳在轉(zhuǎn)速不斷增大的情況下所呈 現(xiàn)的壓縮比技術(shù)特征如表格所示：
[0008] 實施例五層
[0009]
【主權(quán)項】
1.本發(fā)明所闡述為一種強壓縮空氣而產(chǎn)生推力或浮力的噴氣式螺旋槳，它有別于目前 的風扇式螺旋槳，也有別于現(xiàn)代的噴氣式發(fā)動機壓縮空氣模式。它在理想狀態(tài)下表現(xiàn)的體 積壓縮比技術(shù)特征如下表所示： 噴氣式螺旋槳理想狀態(tài)下體積壓縮比技術(shù)特征表
根據(jù)上表格所示，本發(fā)明分以下幾點： 1、 空氣壓縮盤層數(shù)多少。 2、 空氣壓縮盤進氣口與噴氣口面積比例大小。 3、 噴氣式螺旋槳每層壓縮比均勻與否都是本發(fā)明之內(nèi)。
【專利摘要】本發(fā)明涉及航空飛行器動力推進系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，具體表現(xiàn)為一種噴氣式螺旋槳。當今螺旋槳推進系統(tǒng)采用是風扇式扇風而產(chǎn)生的推力或浮力。這種扇風方式是開放式的，泛泛的弱壓縮空氣，即使轉(zhuǎn)速很快也不能產(chǎn)生很大的推力或浮力，因而飛行速度不快。本發(fā)明提供的技術(shù)方案為一種噴氣式螺旋槳，具體結(jié)構(gòu)為：它是由一組槳體外殼緊固在一起，以及中心一組轉(zhuǎn)動的空氣壓縮盤等組合而成。空氣經(jīng)壓縮盤吸入壓縮、噴入下一層氣室之中，層層進行壓縮，最后產(chǎn)生強氣流噴射而出，從而產(chǎn)生強悍的推力或浮力。本發(fā)明可安裝在固定翼飛機(如：魚鷹直升機翅膀頂端)從而達到垂直起升、快速飛行的目的。
【IPC分類】B64C11-00
【公開號】CN104760685
【申請?zhí)枴緾N201510032810
【發(fā)明人】王升宏, 李之勇
【申請人】王升宏, 李之勇
【公開日】2015年7月8日
【申請日】2015年1月23日