專利名稱：高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型涉及一種發(fā)動機，特別是涉及一種渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機。
現(xiàn)代航空發(fā)動機主要可分為燃?xì)鉁u輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機兩大類。燃?xì)鉁u輪發(fā)動機可分為渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機，其共同點是氣流經(jīng)過壓氣機增壓，再到燃燒室燃燒，驅(qū)動燃?xì)鉁u輪后從尾部噴出，推動飛機前進(jìn)。沖壓發(fā)動機分為亞音速、超音速、高超音速沖壓發(fā)動機，其共同點是氣流先經(jīng)過進(jìn)氣道(又名擴壓器)增壓，再到燃燒室燃燒，最后從噴管噴出。其中亞音速沖壓發(fā)動機具有擴張形亞音速進(jìn)氣道、收斂形噴管，空氣增壓比不大于1.89，M值不小于0.5；超音速沖壓發(fā)動機具有超音速增壓進(jìn)氣道、收斂或收斂擴散形噴管，M值1-6；高超音速沖壓發(fā)動機M值5-16，燃料在超音速氣流中燃燒。燃?xì)鉁u輪發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，質(zhì)量大，上限飛行速度的M數(shù)一般小于3；而沖壓發(fā)動機的上限飛行速度的M數(shù)一般小于6。當(dāng)飛行速度的M數(shù)大于6時，要求燃料能在超高速度狀態(tài)下燃燒；但是由于燃燒室不可能做得很長，空氣和燃料在燃燒室的接觸時間太短，無法完全反應(yīng)，導(dǎo)致燃燒效率隨燃燒室空氣流速的增大而急驟下降，因此制約了發(fā)動機工作速度的提升，所以現(xiàn)有的航空發(fā)動機在實際應(yīng)用中實現(xiàn)其飛行速度的M數(shù)大于6有很大難度。
為實現(xiàn)上述目的，本實用新型的渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機設(shè)有順次連接的可調(diào)進(jìn)氣道(1)、起旋葉輪(26)、渦旋增壓變直徑短管(6)、渦旋燃燒室(9)、初解旋葉輪(10)、末解旋葉輪(12)、收斂段(13)和擴張尾噴管(15)。上述通道中部具有內(nèi)外器壁，內(nèi)外器壁之間是夾層空間，夾層空間兩端開有燃料集送環(huán)管，渦旋燃燒室(9)的內(nèi)壁開有燃料噴孔，并設(shè)有啟動點火器(22)。
該發(fā)動機采用起旋葉輪對空氣流進(jìn)行起旋，再經(jīng)過渦旋增壓變直徑短管進(jìn)行增壓后送入渦旋燃燒室，使燃料充分燃燒，再通過初解旋葉輪和末解旋葉輪解旋，最后燃?xì)鈴臄U張尾噴管作膨脹加速至發(fā)動機后端面高速噴出。由于渦旋增壓技術(shù)在本實用新型中的采用，相比前文所述沖壓發(fā)動機而言，增大了燃燒室入流空氣的壓力和密度，延長了混合氣體在燃燒室內(nèi)的留滯時間，并增加了不同流線上氣團(tuán)的相互引燃機會，從而可以極大提高燃燒效率，使得該發(fā)動機可在M3-13范圍內(nèi)連續(xù)有效工作，為高速飛行航空航天器提供推進(jìn)動力。
圖2是本實用新型的實施例1的通流圖。
圖3是本實用新型的實施例1的渦旋增壓變直徑短管剖視圖。
圖4是本實用新型的實施例2的剖視圖。
參見


圖1，本實用新型的高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，包括順次連接的可調(diào)進(jìn)氣道(1)、起旋葉輪(26)、渦旋增壓變直徑短管(6)、渦旋燃燒室(9)、初解旋葉輪(10)和末解旋葉輪(12)、收斂段(13)和擴張尾噴管(15)，其中，增壓變直徑短管直徑由小變大。
高速空氣由可調(diào)進(jìn)氣道進(jìn)入，得到初步壓縮，再流經(jīng)起旋葉輪(26)變?yōu)闇u旋流，經(jīng)過增壓變直徑短管(6)增壓后進(jìn)入渦旋燃燒室(9)，與噴入的燃料混合并在渦旋流狀態(tài)下充分燃燒，然后再通過初解旋葉輪(10)和末解旋葉輪(12)解旋，最后燃?xì)鈴臄U張尾噴管作膨脹加速至發(fā)動機后端面高速噴出，獲得高超音速的推動力。
上述通道中部具有內(nèi)外器壁，內(nèi)外器壁之間是夾層空間，夾層空間端部設(shè)有燃料集送環(huán)管，渦旋燃燒室(9)內(nèi)壁有燃料噴孔。燃料從燃料集送環(huán)管進(jìn)入并在內(nèi)外器壁之間的夾層里流動，最后經(jīng)燃料噴孔噴出。
另外，為保護(hù)渦輪葉片等在高溫下不被損壞，本發(fā)動機設(shè)有冷卻系統(tǒng)。冷卻劑從起旋葉輪(26)葉片的中心孔注入，流入起旋葉輪中心處的起旋腔中心管(25)，向前流入芯頭錐(2)的冷卻劑從其尖端噴孔噴出，向后流動的冷卻劑經(jīng)分隔芯錐(8)和中心管(20)至初解旋葉輪芯錐(19)的后端開孔噴出，另外在起旋葉輪(26)和初解旋葉輪(10)的葉片上有許多與葉片中心孔相連的微孔，冷卻劑從微孔噴出形成冷卻劑薄膜以冷卻和保護(hù)葉片。
再看本實施例的燃料通道。本實施例將從燃料泵給出的燃料分送到前、后兩個燃料集送環(huán)管(5、14)。前燃料集送環(huán)管(5)內(nèi)的燃料沿內(nèi)外器壁夾層空間向后流動，吸收內(nèi)壁熱量后從環(huán)布的前燃料噴孔(24)噴入渦旋燃燒室(9)；后燃料集送環(huán)管內(nèi)的燃料沿內(nèi)外器壁所夾的空間向前流動并在末解旋葉輪(12)根部形成兩個分支一支繼續(xù)向前流動至環(huán)布的后燃料噴孔(23)，噴入渦旋燃燒室，另一支沿末解旋葉輪(12)的各葉片內(nèi)孔，流入葉片內(nèi)部后從葉片前部的眾多微孔噴出，對葉片形成還原劑薄膜冷卻保護(hù)附著層，還有一部分在末解旋葉輪中心尾錐(16)內(nèi)聚合流入渦輪轂(17)內(nèi)腔，再沿渦輪葉片的中心孔流入渦輪葉片內(nèi)并最終從渦輪葉片前部眾多微孔噴出，對渦輪葉片形成還原劑薄膜冷卻。
下面看本實施例的冷卻系統(tǒng)。冷卻劑(一般是氮)從起旋渦輪葉片的中心孔注入后，一部分冷卻劑從葉片前部的眾多微孔噴出，對葉片形成冷卻劑薄膜冷卻保護(hù)，其余部分則流入起旋腔中心管(25)，其向前的一小部分從起旋葉輪中芯頭錐(2) 的尖端噴孔噴出，形成對其后錐管外壁的薄膜冷卻。另外大部分冷卻劑沿起旋腔中心管(25)向后流入分隔芯錐(8)的腔內(nèi)(分隔芯錐的作用是使渦旋流只從渦旋增壓變直徑短管(6)的高壓區(qū)進(jìn)入燃燒室)并繞過通過角片(7)固定在該腔體內(nèi)的限流錐體(21)匯入中心管(20)、再經(jīng)中心管(20)和初解旋葉輪芯錐(19)進(jìn)入初解旋葉輪(10)的各葉片和初解旋葉輪芯錐(19)的后端面開孔(18)，進(jìn)入葉片的冷卻劑從葉片前部眾多微孔噴出對葉片形成薄膜冷卻，從初解旋葉輪芯錐(19)后端流出的冷卻劑則對渦輪轂(17)等形成薄膜冷卻。
另外，本實施例還有動力循環(huán)裝置燃?xì)庠诹鹘?jīng)初解旋裝置后驅(qū)動動力渦輪(11)，其機械功率通過輸出軸輸出提供給燃料泵及發(fā)電機等。
主渦旋燃燒室(1’)、高壓過渡室(2’)和后部的輔渦旋燃燒室(7’)的內(nèi)壁有燃料噴孔。燃料在燃料通道里流動，從上述燃料噴孔中噴入與渦旋空氣在高壓區(qū)域開始混合、反應(yīng)、釋放熱能。燃燒室分隔芯錐(5’)的存在是使渦旋氣體只從高壓區(qū)域進(jìn)入輔渦旋燃燒室，以達(dá)到使反應(yīng)比實施例1更為完全徹底的目的。所述的燃燒室分隔芯錐(5’)內(nèi)為空腔，空腔內(nèi)設(shè)有冷卻限流錐體(8’)，該冷卻限流錐體(8’)通過角片(9’)與燃燒室分隔芯錐(5’)內(nèi)壁面相連。主燃燒室和輔燃燒室的接合處管壁內(nèi)直徑大于主、輔燃燒室內(nèi)壁直徑，這一加大直徑的連接段和燃燒室分隔芯錐的外壁構(gòu)成高壓過渡室。
在實施例1中我們?nèi)×巳?br> 圖1所示的O、A、B、C、D、E、F1、F2點，將這些點的參數(shù)計算出來歸納如下表。其中對渦旋增壓的計算是按下表后面的渦旋增壓解析解方程組給出。
表中的符號定義為H——海拔高度V∞——遠(yuǎn)端氣流速度M——馬赫數(shù)S01——01截面面積S02——02截面面積SA*——起旋末段有效氣流截面面積ρ∞——遠(yuǎn)端氣流密度P——壓強ρ——密度T——熱力學(xué)溫度V——流速a——音速F——推力
I*——等效比沖
權(quán)利要求1.一種高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，其特征在于它包括順次連接的可調(diào)進(jìn)氣道(1)、起旋葉輪(26)、起旋腔中心管(25)、渦旋增壓變直徑短管(6)、分隔芯錐(8)、渦旋燃燒室(9)、中心管(20)、初解旋葉輪(10)、動力渦輪(11)、末解旋葉輪(12)、收斂段(13)和擴張尾噴管(15)；上述結(jié)構(gòu)中部具有內(nèi)外器壁，內(nèi)外器壁之間是夾層空間，夾層空間端部設(shè)有燃料集送環(huán)管，渦旋燃燒室(9)的內(nèi)壁開有燃料噴孔。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，其特征在于所述的渦旋燃燒室包括前部的主渦旋燃燒室(1’)和后部的輔渦旋燃燒室(7’)，在主渦旋燃燒室和輔渦旋燃燒室之間有燃燒室分隔芯錐(5’)相隔；在主渦旋燃燒室和輔渦旋燃燒室的內(nèi)壁有燃料噴孔。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，其特征在于所述的渦旋增壓變直徑短管內(nèi)壁在進(jìn)口端的直徑小于出口端。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，其特征在于在所述的渦旋增壓變直徑短管與渦旋燃燒室的接合處的腔體內(nèi)設(shè)有分隔芯錐(8)，該芯錐前部與起旋腔中心管(25)相連，后部與中心管(20)相連。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，其特征在于所述的分隔芯錐(8)內(nèi)為空腔，空腔內(nèi)設(shè)有限流錐體(21)，限流錐體(21)通過角片(7)與分隔芯錐(8)內(nèi)壁面相連。
6.根據(jù)權(quán)利要求2所述的高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，其特征在于所述的燃燒室分隔芯錐(5’)內(nèi)為空腔，空腔內(nèi)設(shè)有冷卻限流錐體(8’)，該冷卻限流錐體(8’)通過角片(9’)與燃燒室分隔芯錐(5’)內(nèi)壁面相連。
7.根據(jù)權(quán)利要求2所述的高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，其特征在于所述主燃燒室和輔燃燒室接合處的管壁內(nèi)直徑大于主、輔燃燒室內(nèi)壁直徑，這一加大直徑的連接段和燃燒室分隔芯錐的外壁構(gòu)成高壓過渡室，高壓過渡室設(shè)有燃料噴孔(3’)。
專利摘要一種高超音速渦旋增壓推進(jìn)發(fā)動機，它包括順次連接的可調(diào)進(jìn)氣道、起旋葉輪、渦旋增壓變直徑短管、渦旋燃燒室、初解旋葉輪和末解旋葉輪、收斂段、擴張尾噴管及分隔芯錐。借助渦旋增壓變直徑短管的增壓作用，可使進(jìn)入渦旋燃燒室的空氣具有較高的壓強和密度，與燃料易于混合且在燃燒室內(nèi)逗留時間長；不同流線上的混合氣流卷積聚集在尺度很有限的燃室內(nèi)又使燃燒反應(yīng)相互促進(jìn)，因此可以極有效地提高反應(yīng)率，使發(fā)動機能夠在M3－13范圍內(nèi)高效工作。
文檔編號F02C3/00GK2526515SQ0220842
公開日2002年12月18日 申請日期2002年3月21日 優(yōu)先權(quán)日2002年3月21日
發(fā)明者高恒偉 申請人:高恒偉