CN102606311A - 气动喷气发动机 - Google Patents

Abstract

本发明是采取一种全新的设计思想，提供了一种供飞行器用的气动喷气发动机。该发动机从根本上摒弃了现有喷气发动机的工作方式，采用本人取名为喉管的技术方案，达到启动时气动方式和运行时的无阻碍进气风道，实现大幅度提高飞行器的飞行速度和巡航效率。因此解决了现有喷气发动机快速时动力不足、使用寿命短、运行效率低、重要部件不易生产等问题。

Description

气动喷气发动机

所属技术领域

本发明涉及国防军事方面，所属航空航天领域，特别是提供飞行器用的高速度喷气发动机。

背景技术

目前世界上喷气发动机的类型分为两种，一种是涡扇发动机，另一种是涡喷发动机。虽说是两种，但在工作原理上基本是差不多的，其核心是燃烧室及涡扇系统相互配合进行工作的。这样的发动机所产生的静态推力是比较大，但动态相对推力会随着速度的提升而逐渐减弱，直至为零。随着现代军事技术的不断发展，如果能实现比其它国家的任何飞机能更快的实施战斗，那么，制空权的控制将更为有利。这样就要求战斗机或其它飞行器的飞行速度更快。

而这些依靠现有喷气发动机进行推动的飞行器，当处于速度不是极快时、或者是处于静止时，这种以涡扇系统工作方式的发动机所产生的推力，还是比较大的。也正是因为这样，很容易让人产生仅以静止的方式来衡量其推力大小的片面认识。当然，在启动阶段，没有足够的静态推力也是无法实现飞行器的起飞要求的。但是，要更科学地判断发动机的好坏，应该以静态和动态的全面方式看待这个问题。就是说，除了静态的推力大小以外，还应该以飞行器的飞行速度与飞行中的发动机尾喷口的气流速度之比这样的动态来进行衡量。由于现在的喷气式发动机完全依靠涡扇系统进行工作，当被其推动的飞行器的速度越来越高时，其动态推力也会随之越来越小，其原因是因为要在这种极高的速度下运行，就要求涡扇系统的转速必须跟得上。当速度越来越高时，其转速相应会越来越无法与运行速度匹配。最后，在超过某个速度值后，涡扇系统的转速是不可能再与飞行速度相匹配，这样，涡扇系统反过来就会阻碍气流通过发动机，那么在其尾部所喷出的气流，其速度也会无法提升，导致动态推力减小甚至为零。而依靠其推动的飞行器的速度也无法再继续提升，所以，涡扇系统此时就成了速度提升的障碍。没有它发动机根本无法正常运行，有了又反过来制约速度。由此就看出，当前喷气发动机的问题所在。

另外，由于材料方面的制约，发动机的使用寿命也是很大的问题。还有，由于扇叶在气流中的高速运动，以及涡扇系统这样的机械运行原因，噪声也很难减小。

发明内容

本发明所解决的技术问题是：

1、采取一种全新的设计思想，完全摒弃了现有喷气式发动机的工作原理，设计出新的种类喷气发动机；

2、以气动方式的工作原理形成无阻碍进气风道，满足静态和动态的推力要求，实现大幅度提高飞行器的速度；

3、解决了现有喷气发动机主要部件不易制造的问题，使生产制造发动机更加容易；

4、由于是以气动方式的原理进行工作，极大地减少了机械方面的维修保养问题，提高了发动机的使用寿命；

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

其主要技术方案是：根据流体运动的自然规律，设计出一种实现气动方式的结构形式，为了方便表述这个结构形式，本人根据其结构的形状(图1)将其称之为喉管，应用喉管技术，实现气动方式这样的工作原理。气动喷气发动机就是通过喉管的作用形成正负压差，引导空气形成单向气流运动，它是实现气动方式的核心部分，为主燃烧室提供必须的工作条件。喉管的风道有两个，分别是中心管和中心管与外管之间构成的部分。若由中心管提供动力气流则为内气动方式，若由中心管与外管之间的风道提供动力气流的，则为外气动方式。所以，本发明包括两种类型气动喷气发动机。对于动力气流的要求，必须要有足够的压力和流速，其目的是保证发动机静态启动时，能满足对主燃烧室的供气和产生足够的正压力。

其技术方案还包括：

1、通过在发动机的整体结构上的设计，以结构形式实现在主风道入口及主燃烧室入口对气体进行压缩，能更有效地对主燃烧室供气，阻止主燃烧室膨胀气体的回流。

2、为了达到发动机的静态启动要求，满足飞行器启动时所需要的足够的静态推力，设计有启动燃烧室及启动吹管和小风道等辅助部分。

3、启动吹管的出口与小风道的出口也设计为喉管结构，与上述所述喉管不同的是，此处没有设置喉结，故称之为小喉管(以后均以此称呼)。

4、为了控制空气的流动形式，也设计了导风板。其目的是引导进入风道的气流形成一定的轴向旋转流动，这样能更好的控制燃烧效果。

5、另外又设计了为启动提供外加供气的启动供气系统(图2)，其目的是：①为保证发动机的启动燃烧室的正常工作，提供足够的空气。②增加启动燃烧室的内部压力和增加向其出口方向的流速，从而达到具有足够的压力和流速的动力气流。③发挥小喉管的气动功能作用。其中，轴流风机为多扇叶组合的风机。

本发明具有以下的主要优点：

其一、由于进气风道无任何阻碍，运行速度可以做到比任何喷气发动机都高，理论上是无限制的。

其二、提高了喷气发动机的安全性和可靠性。

其三、由于不须要特别特殊的材料，且结构简单，因此易于生产制造。

其四、可以通过少许改变或直接使用，也可成为火箭发动机，用于其它飞行器。

其五、由于没有复杂的机械结构和易损器件，所以使用寿命长。

其六、所用燃料全部用来产生向后的推力，无需推动任何机械，因此效率很高。特别是在高速运行当中，其效率会得到极大提高。

其七、体积小、重量轻。

其八、不产生任何因机械运行的振动，运行噪声小。

附图说明

图1是喉管的结构示意图。

图2是启动供气系统示意图。

图3是轴流风机的结构示意图。

图4是内气动喷气发动机的主体结构示意图。

图5是外气动喷气发动机的主体结构示意图。

图1中：1.中心管；2.外管；3.喉结；4.支架。

图2中：5.轴流风机；6.变速箱；7.电动机。

图3中：8.扇叶；9.轴；10.导向扇叶；11.壳体。

图4中：12.进风口；13.导风板兼支架；14.主风道；15.启动燃烧室；16.启动吹管；17.小风道；18.单向进气门；19.喉管；20.小喉管；21.支架；22.主燃烧室；23.尾气喷管。

图5中：12.进风口；13.导风板；14.主风道；15.启动燃烧室；16.启动吹管；17.小风道；18.单向进气门；19.喉管；20.小喉管；21.支架；22.主燃烧室；23.尾气喷管。

具体实施方式

下面结合附图对本发明具体实施方式作进一步说明。

为了能详细的说明气动喷气发动机的工作原理，将各个部分的功能阐述清楚，以下分二个部分进行说明：

1.喉管(图1)：

喉管的结构形式如图1所示。其工作原理分两种工作方式，一种是内气动方式、另一种是外气动方式。以下就这两种工作方式分别说明。(1)内气动方式：内气动方式就是由中心管提供动力气流，中心管与外管之间的风道作为主风道。当喉管的中心管有气流从左至右高速喷出时，气流会在中心管出口处形成一个扇面气流，该扇面气流会封堵中心管与外管之间的空间，并且在该扇面气流的正面产生强大的冲力，同时在该扇面气流的背面产生相应的吸力。而背面这个空间恰恰是主风道，这样就会使喉管的主风道产生负压。在该负压的作用下，主风道内的空气就会被吸入到该气流中，并且与中心管喷出的气体一起被推入喉管的右侧，完成发动机静态启动时的气动功能。(2)外气动方式：外气动方式就是由中心管与外管之间的风道提供动力气流，中心管的风道作为主风道。当喉管的中心管与外管之间的风道有气流从左至右高速喷出时，该气流会封堵喉结与外管之间的通道，使中心管主风道产生负压。在该负压的作用下，主风道内的空气就会被吸入到该气流中，并且与中心管与外管之间的动力风道喷出的气体一起被推入喉管的右侧，完成发动机静态启动时的气动功能。其中喉结的作用有以下几个方面：

①增强喉管的动力风道与主风道两侧的正负压差值，加强动力气流对主风道的做功，有效阻止主燃烧室内的热膨胀气体回流，从而满足发动机必须的静态推力；

②在主燃烧室的入口处形成面积比，因此，形成了对主燃烧室进气的压缩比，增强了向右侧的正压力值；

③图1中，气流的方向是从左到右的，喉结的前端是迎风面，在正常飞行中，喉结能起到导引气流进入主燃烧室的导流作用。

④由于喉管右侧所连接的是主燃烧室，喉结的后壁也就是主燃烧室的前壁，在气流的作用下，其后壁会形成回旋气流，也产生负压，能起到对膨胀气体回流时的减压作用。

⑤考虑到高速气流通过主燃烧室的工作过程，可以将主要燃烧部件设计在此，有利于空气在主燃烧室的前部被加热。

2.启动吹管、小风道及单向进气门

启动吹管、小风道及单向进气门的结构形式见图3、图4所示的气动喷气发动机整体结构的前部，需要说明的是。小风道是由若干个、有一定轴向角度的，沿轴向分布的有序排列组合而成的。其角度与主风道的导风板的角度是一致的。并且在小风道的出口处与启动吹管的出口组成小喉管结构。在小风道中，设计有单向进气门，防止启动燃烧室点火期间，内部压力大于外部空气压力时，用来阻止热膨胀气体外泄。

本发明的气动喷气发动机的工作过程如下：

气动喷气发动机的整体结构如图3、图4所示。启动时，首先闭合启动供气系统(图2)中的电动机7的供电电源，电动机7通过变速箱6带动轴流风机5高速旋转，通过多组扇叶8的作用，产生很高的空气压力，该压缩空气通过供气管道接至启动吹管16，通过启动吹管16向启动燃烧室15吹出空气，同时也给启动燃烧室15喷油并点火。经过加热后的空气会立即膨胀，由于启动吹管16喷出的空气是有一定压力的，会源源不断地向启动燃烧室15供气，而与启动燃烧室15相连接的小风道17安装有单向进气门18，在受到膨胀气体压力的情况下会自动关闭，所以启动燃烧室15中的膨胀气体就只能向该启动燃烧室15的尾部出口喷出。

在经过上述启动瞬态过程后，启动燃烧室15将进入稳定燃烧工作状态，此时，由于小风道17与启动吹管16共同组成的小喉管20作用，小风道17内的单向进气门18会打开一定程度，将进风口12前端的空气吸入启动燃烧室15与启动吹管16吹入的空气共同参与燃烧。从小喉管20喷出的高速气流，会进一步加强向启动燃烧室15的尾部出口喷出的速度，形成强劲的动力气流。

由于启动燃烧室15的尾部出口就是气动喷气发动机的喉管19，根据喉管19的工作原理可知，进风口12外的空气就会源源不断地经过主风道14和导风板13后，形成轴向旋转气流，通过喉管19进入主燃烧室22进行燃烧加热。经燃烧加热后的膨胀气体由于有喉管19的单向进气作用，也只能通过尾部喷管23向外喷出，这样就产生了向后强有力的推力。该推力就是发动机的静态推力，由此完成起飞任务。

当飞行器起飞后，飞行器的速度会不断提高。从而，使得主风道14进气口12外的空气在速度的作用下，会源源不断吹入主风道14内，速度赿高进气量赿大。当速度起来后，此时就不须要启动燃烧室15工作了，所以关闭启动供气系统(图2)和停止启动燃烧室15的供油，同时随着启动燃烧室15工作的停止，此时小风道17的单向进气门18在气流的作用下全部打开，这样，启动燃烧室15也成为了主进气风道的一部分，与主风道14进入的空气共同进入主燃烧室22参与工作。因此相当于主风道14的面积增加了一部分，为主燃烧室22提供更多的空气。

另外，在气动喷气发动机所示的整体结构示意图中，在进气口12与主风道14之间、在喉结3的前端与后端之间均形成面积比，成为自然的空气压缩比，因此，整个风道系统对流经的空气形成了二次压缩比，其目的是加强对主燃烧室22进气的正压力，用来加强向主燃烧室22的供气。这样，飞行器在飞行过程中，就只有主燃烧室22进行工作，并且所产生的推力是相对空气通过进气风道速度上的叠加，所以动态推力效果非常好。当飞行器需处于一定速度巡航时，只须发动机的尾端出口喷出的气流流速与外部空气的流速保持相同，也就是要让其动态推力为零时，气动喷气发动机的主燃烧室22只须很少的燃料进行维持就可以了。所以，本发明的气动喷气发动机的效率是很高的。

综上所述，由于整个风道系统对于流经的气流基本无阻碍，因此能极大的提高飞行器的速度。而且，因其效率很高，也能实现进一步提高飞行器的飞行时间和作战半径。

Claims (8)

1.一种供飞行器用喷气发动机，其类型分为两类，它们是由气动喷气发动机(图4)、(图5)和启动供气系统(图2)组成；其特征是：在启动时，用气动方式实现向主燃烧室(22)供气；飞行时，实现进气通道无阻碍，使飞行器的飞行速度进一步提升；并且结构简单、效率高、使用寿命长。

2.根据权利要求1所述的喷气发动机，其特征是所述的气动喷气发动机，由进气口(12)、主风道(14)、启动燃烧室(15)、喉管(19)、主燃烧室(22)、导风板(13)、支架(21)、启动吹管(16)、小风道(17)、单向进气门(18)、小喉管(20)、和尾气喷管(23)组成。

3.根据权利要求1所述的喷气发动机，其特征是所述的启动供气系统(图2)是由轴流风机(5)、变速箱(6)、电动机(7)及相应管道组成；并连接到启动吹管(16)。

4.根据权利要求2所述的气动喷气发动机，其特征是所述的喉管(图2)，是由中心管(1)、外管(2)、喉结(3)和支架(4)等组成，其作用是实现空气无阻碍向主燃烧室供气并阻碍热膨胀气体回流。

5.根据权利要求2所述的气动喷气发动机，其特征是所述的导风板(13)，其作用是使主风道(14)形成轴向旋转气流并兼做支架作用。

6.根据权利要求2所述的气动喷气发动机，其特征是所述的小风道(17)内安装有单向进气门(18)；并且与启动吹管(16)组成小喉管(20)。

7.根据权利要求2所述的气动喷气发动机，其特征是所述的启动燃烧室(15)，其作用是为实现气动喷气发动机启动时的需要。

8.根据权利要求6所述的小风道(17)，其特征是所述的小风道(17)是由若干个、有一定轴向角度的，沿轴向分布的有序排列组合而成的。

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