CN102278206B - 一种大推重比发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种大推重比发动机，具有燃料利用率高，节能效果显著的特点，涉及飞机、火箭、各种舰、船、潜艇，以及导弹、鱼雷的涡轮或喷气或涡轮喷气发动机的涡轮或叶轮盘的叶片受力面，其特征在于，涡轮或喷气或涡轮喷气发动机的涡轮或叶轮盘的叶片上旋转方向的前端受力边上，设置有凹口，凹口经流体流过产生湍流作用形成为湍流凹口，湍流呈开口向后1延伸或阶梯状延伸分布在叶片的受力面上形成为湍流槽或阶梯状的湍流槽，2逐渐放大或阶梯状逐渐放大的湍流槽分布在叶片的受力面上形成为湍流槽或阶梯状的湍流槽，3逐渐缩小有出口状或封闭状或阶梯状的湍流槽分布在叶片的受力面上形成为湍流槽或阶梯状的湍流槽，4在湍流槽的底部设置有脊状从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼。

Description

一种大推重比发动机

技术领域：

本发明涉及一种大推重比发动机，该超机动飞行器用于航空航天中。

背景技术：

目前，航空航天中使用的飞行器的涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的涡轮或叶轮盘或叶片的受力面均采用单一平面或曲面，该种结构阻力大，抗破坏强度差，尤其在高速运动时所消耗或浪费的动力非常大，按照目前的动力学原理，已经无法适应超高速运动的需要，当高速运动的物体为单一结构时其所受到的阻力波形成为一个结构最完美，强度最大的阻力体，因此所受到的阻力也最大，只有将阻力体结构打破，通过增加或减小涡轮或叶轮盘或叶片的受理方才能有效的提高涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的燃料利用率或提高推重比。

发明内容：

本发明就是鉴于上述的问题而提出的，以提供一种新型的大推重比发动机为目的，该种大推重比发动机效率高，阻力小，燃料利用率高，推重比大，节能效果显著，对机械设备的破坏力大幅下降。

为了达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

一种大推重比发动机，发动机主动旋转吸入的涡轮的叶片或叶轮盘的叶片的旋转方向的前端有至少一个受力边，和至少一个受力面，发动机的涡轮的叶片或叶轮盘的叶片经轴旋转带动涡轮的叶片或叶轮盘的叶片旋转，凹口经流体流过产生湍流作用形成为主动湍流凹口，主动湍流凹口呈开口向后设置成凹槽分布在叶片的受力面上，

其特征在于，凹口呈开口向后逐渐放大状的凹槽分布在叶片的受力面上；

流体在凹槽中以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力，凹槽受力形成为主动湍流槽；

在主动湍流槽的底部设置有从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼。

一种大推重比发动机，发动机被动旋转的涡轮的叶片的旋转方向的前端有至少一个受力边，和至少一个受力面，发动机的涡轮的叶片受流体作用被带动叶片旋转，经旋转的叶片带动联接或一体设置的轴旋转，旋转的叶片在旋转方向的前端叶片的受力边上设置有至少一个凹口，凹口呈开口向后逐渐缩小有出口状或阶梯状逐渐缩小至封闭状的凹槽的侧壁在旋转方向上向后开口由大至小的设置使得湍流能更多的在凹槽中积聚，使叶片在被动旋转时受到流体向后最大的推力，

其特征在于，所属凹槽分布在叶片的受力面上；

流体在凹槽中以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力，凹槽受力形成为被动湍流槽；

在被动湍流槽的底部设置有从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼。

优选地，在所述的主动湍流凹口或被动湍流凹口或湍流凹口是在涡轮或叶轮盘的叶片上旋转方向前端叶片的受力边上将直线或直面或曲线或曲面上设置凹口，打破原有的受力边的受力结构和受力方式。

优选地，在所述的主动湍流槽或被动湍流槽或环状湍流槽是在涡轮或叶轮盘的叶片上旋转方向前端叶片的受力面上将直面或曲面上设置主动湍流槽或被动湍流槽或环状湍流槽，改变原有的受力面的受力面积和受力方向。

优选地，在所述的大推重比发动机的涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的燃烧室或尾喷管上设置有至少一个凹口，凹口经流体流过产生湍流作用形成为湍流凹口，湍流凹口呈开口向后延伸或逐渐放大状的凹槽分布在燃烧室或尾喷管内壁的受力面上，流体在凹槽中受凹槽影响以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力作用，凹槽受力形成为至少一个湍流槽，或湍流槽的底部设置成阶梯状的湍流槽或在湍流槽的底部设置有脊状从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起向湍流槽两侧壁底部倾斜的脊状凸起的翼。

优选地，在所述的大推重比发动机，各种涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的涡轮或叶轮盘的叶片的旋转方向的前端受力边上设置有至少一个凹口，凹口经流体流过产生湍流作用形成有至少一个湍流凹口，湍流凹口呈开口向后设置有至少一个凹槽分布在叶片的受力面上形成有至少一个湍流槽，湍流槽的底部设置的脊状从凹口中心处附近眼湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼，使流体沿脊状从凹口中心处附近眼湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼的两侧作用于湍流槽的两侧壁，并形成有推力。

优选地，在所述的大推重比发动机，涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的主动旋转的涡轮或叶轮盘的叶片是动力装置经传动装置带动涡轮或叶轮盘和叶片旋转，并对流体产生作用的，使流体按叶片旋转所产生的流场运动的。

优选地，在所述的大推重比发动机，涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机主动旋转的涡轮或叶轮盘的叶片上，呈开口向后逐渐放大的凹槽的侧壁在后部受力方向向前，使叶片在主动旋转的同时还受到流体向后而湍流能向前对凹槽侧壁的推力。

优选地，在所述的大推重比发动机，涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机被动旋转的涡轮或叶轮盘的叶片上，呈开口向后逐渐缩小有出口状或阶梯状逐渐缩小至封闭状的凹槽的侧壁在旋转开口由大至小的设置使得湍流能更多的在凹槽中积聚，使叶片在被动旋转时受到流体向后最大的推力。

优选地，在所述的大推重比发动机，涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机被动旋转的涡轮或叶轮盘的叶片，是流体运动所产生的流场作用于叶片，并经叶片作用于传动装置，以达到获取动力的目的的。

有益效果：

通过在大推重比发动机的涡轮或叶轮盘的叶片上，或进气道内壁的受力面上，或尾喷管内壁的受力面上，设置凹槽使流体在经过流场时将更多的动力更多的作用于发动机的涡轮或叶轮盘的叶片上，或进气道内壁的受力面上，或尾喷管内壁的受力面上，以将尽可能多的燃烧能转化为机械能或载体的动能，但是叶片上设置封闭的湍流槽可以获取最大的能量而叶片却会因封闭的湍流槽而在湍流槽封闭处产生湍振现象易造成叶片材质疲劳而损坏，在尾喷管内壁的受力面上如此的设置却可以使发动机获得最大的能量，在主动旋转的涡轮或叶轮盘的叶片上设置湍流凹口有效地分解了叶片的旋转阻力，增加了流体的流量，而开口向后延伸或逐渐放大状的凹槽又有效的将部分流体的动量转化为对叶片的推力，因而极大的提高了效率，节约了能源，该技术是对流体的湍流能量的有效利用。

附图说明：

本发明的技术方案和优点将结合幅图进行说明，在该附图中：

图1是本发明的第一实施方式的一种大推重比发动机的示意图。

图2是本发明的第二实施方式的一种大推重比发动机主动叶片的示意图。

图3是本发明的第三实施方式的一种大推重比发动机被动叶片的示意图。

图4是本发明的第一-三实施方式的一种大推重比发动机进气口内壁结构的示意图。

图5是本发明的第四实施方式的一种大推重比发动机的示意图。

具体实施方式：

下面将结合附图详细地说明本发明的超机动飞行器的优选实施方式，在实施方式1-7主要以大推重比发动机，大推重比发动机的吸入叶片、排出叶片、进气口内壁结构、燃烧室或尾喷管的内壁结构上设置的湍流凹口和湍流槽为例进行说明。

实施方式1-3：

一种大推重比发动机，如图1-图4所示，本发明的第一实施方式的大推重比发动机，包括进气口1，主动涡轮2，被动涡轮3，大推重比发动机的动力装置中的主动涡轮2的涡轮或风扇的叶片上旋转方向的前端受力面上设置有主动湍流凹口4，呈开口向后延伸或逐渐放大状分布在叶片上形成为主动湍流槽5，大推重比发动机中燃烧室8处的的被动涡轮3的涡轮或风扇的叶片上旋转方向的前端受力面上设置有被动湍流凹口7，呈开口向后延伸或逐渐缩小有出口状逐渐缩小至封闭状的被动湍流槽6分布在叶片上形成为被动湍流槽6，其中A是主动涡轮2的旋转方向，B是被动涡轮3的旋转方向。

通过如此的构成，由于在超机动飞行器工作时主动涡轮2的涡轮或风扇的叶片旋转方向的前端受力面上设置有主动湍流凹口4，分解了叶片前端受力边的阻力，呈开口向后逐渐放大状分布在叶片上形成为主动湍流槽5，又使流体在主动湍流槽5的两侧壁上产生了反作用力，改变了流体的作用力的方向变阻力为推力，进而达到提高速度，增加航程的效果，燃烧室中的高压气流作用于被动涡轮3时，由于在被动涡轮3的涡轮或风扇的叶片上上一体地设置有至少一个被动湍流凹口7呈开口向后逐渐缩小有出口状或逐渐缩小至封闭状的被动湍流槽6或形成封闭的被动湍流槽6分布在叶片上形成为被动湍流槽6的分布，增加了被动湍流槽6的受力面积，使流体的动力更多的作用于叶片，因此获得的动力更大，进一步加强涡轮或风扇的的叶片做功效果，使工作效率进一步提高。

根据上述结构，由于在主动涡轮2或被动涡轮3上分别开出主动湍流凹口4和被动湍流凹口7以及分别形成的主动湍流槽5和被动湍流槽6，改变了在主动涡轮2的涡轮或风扇的叶片上减小了阻力从而增加了进气量或排气量，而在被动涡轮3的涡轮或风扇的叶片上增加了被动湍流凹口5和被动湍流槽6在被动涡轮3的涡轮或风扇的叶片上增加了受力面积从而提高了被动涡轮3的做功，因此增加了推力，进而达到提高速度，增加航程的效果。

实施方式4：

一种大推重比发动机进气口内壁结构的进气口如图5所示，本发明的第二实施方式的大推重比发动机的进气口9内壁结构的示意图，在进气口9上一体地设置有至少一个湍流凹口10，分解了进气口9前端受力边的阻力，呈开口向后逐

渐放大状分布在进气口9内壁上形成为湍流槽11，又使流体在湍流槽11的两侧壁上产生了反作用力，改变了流体的作用力的方向变阻力为推力，进而达到提高进气量，增加燃料的供氧量，提高燃料的燃烧效果。

通过如此的构成，由于在超机动飞行器工作时进气口9上一体地设置有至少一个湍流凹口10，进气口9内侧的湍流凹口10呈开口向内放大状的分布，使得湍流凹口10处的气压高于内部湍流槽6处的气压从而减小了进气口17的阻力，并增加推力，进而达到提高速度，增加航程的效果，进气口9外侧的湍流凹口11呈开口向外放大状的分布，使流体在湍流槽11的两侧壁上产生了反作用力，改变了流体的作用力的方向变阻力为推力，进而达到提高进气量，增加燃料的供氧量，提高燃料的燃烧效果，湍流凹口10的设置分解了进气口9的阻力，因此效率更高，进一步加强分解阻力和摩擦力以及散热的效果，使工作效率进一步提高。

根据上述第二实施方式的结构，在尾喷管的内壁上反向设置湍流槽，或在湍流槽的底部设置有脊状从凹口中心处附近眼湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼，或在尾喷管的内壁上设置至少一个反射凹，或至少一个环状湍流槽，在尾喷管处不增加空间的情况下，增加了大推重比发动机尾喷管的受力面积，提高了做功效果，从而使大推重比发动机得以实现，进而达到提高速度，增加航程的效果。

通过如此的构成，在实施方式1-2的技术效果的基础上，由于形成有湍流凹口10或主动湍流凹口4或被动湍流凹口7，主动湍流槽5和被动湍流槽6极大地增强了做功效果，使大推重比发动机的动力装置在做功中增强了燃料的利用率，节约了能源，同时还延长了大推重比发动机的使用寿命。

以上所有实施方式的大推重比发动机所采用的湍流凹口10或主动湍流凹口4或被动湍流凹口7，主动湍流槽5和被动湍流槽6，脊状从凹口中心处附近眼湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼的方式在各种动力装置或发电装置的涡轮或叶轮盘或叶片上设置均可有效增加做功达到提高效率的作用。

以上虽然以具有大推重比发动机涡轮或叶轮盘或叶片上或进气口内壁或燃烧室或尾喷管的内壁上设置有反射凹或湍流凹口，并形成有湍流槽或环状湍流槽或湍流槽或环状湍流槽的地部设置有脊状从凹口中心处附近眼湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼为例进行了说明，但是本发明的湍流凹口10或主动湍流凹口4或被动湍流凹口7，主动湍流槽5和被动湍流槽6或反射凹或环状湍流槽可在更多的各种飞行器或各种移动物体或旋转物体上实施，在上述的结构中可以采用如所述实施方式的结构及其它多种形式的组合。

以上所述的优选实施方式是说明性的而不是限制性的，在不脱离本发明的主旨的基本特征的情况下，本发明还可以以其他方式进行实施和具体化，本发明的范围由权利要求进行限定，在权利要求限定范围内的所有变形都落入本发明的范围内。

Claims (2)

1.一种大推重比发动机，发动机主动旋转吸入的涡轮的叶片或叶轮盘的叶片的旋转方向的前端有至少一个受力边，和至少一个受力面，发动机的涡轮的叶片或叶轮盘的叶片经轴旋转带动涡轮的叶片或叶轮盘的叶片旋转，凹口经流体流过产生湍流作用形成为主动湍流凹口，主动湍流凹口呈开口向后设置成凹槽分布在叶片的受力面上，

其特征在于，凹口呈开口向后逐渐放大状的凹槽分布在叶片的受力面上；

流体在凹槽中以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力，凹槽受力形成为主动湍流槽；

在主动湍流槽的底部设置有从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼。

2.一种大推重比发动机，发动机被动旋转的涡轮的叶片的旋转方向的前端有至少一个受力边，和至少一个受力面，发动机的涡轮的叶片受流体作用被带动叶片旋转，经旋转的叶片带动联接或一体设置的轴旋转，旋转的叶片在旋转方向的前端叶片的受力边上设置有至少一个凹口，凹口呈开口向后逐渐缩小有出口状或阶梯状逐渐缩小至封闭状的凹槽的侧壁在旋转方向上向后开口由大至小的设置使得湍流能更多的在凹槽中积聚，使叶片在被动旋转时受到流体向后最大的推力，

其特征在于，所属凹槽分布在叶片的受力面上；

流体在凹槽中以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力，凹槽受力形成为被动湍流槽；

在被动湍流槽的底部设置有从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼。