CN103029839A - 外燃飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种外燃飞行器，包括机体、机翼、叶轮推进机构、外燃机和燃料储罐，所述机翼和所述机体连接，所述外燃机设置在所述机翼上或所述外燃机设置在所述机体上，所述外燃机对所述叶轮推进机构输出动力，所述燃料储罐与所述外燃机的燃烧室连通。本发明用外燃机作为飞行器的动力，可以规避涡轮喷气发动机或涡扇发动机中压气机和透平的加工制造难度，降低发动机的造价。利用外燃机作为飞行器的动力，可以制造出成本低效率高的续航时间长的无人机和小型发动机。

Description

外燃飞行器

技术领域

本发明涉及大气飞行器领域，尤其是一种外燃飞行器。

背景技术

传统大气飞行器即飞机，都是采用内燃机、涡轮喷气式发动机或涡扇发动机，这些都是属于内燃发动机。但内燃机由于其单位质量功率较小，所以目前很少有装有内燃机的飞机；涡轮喷气式发动机或涡扇发动机单位质量功率较大，但是由于小型飞机需要小型发动机，而这两种发动机被小型化后效率会大幅度降低。因此需要发明一种以外燃机为动力的大气飞行器。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出的技术方案如下：

一种外燃飞行器，包括机体、机翼、叶轮推进机构、外燃机和燃料储罐，所述机翼和所述机体连接，所述外燃机设置在所述机翼上或所述外燃机设置在所述机体上，所述外燃机对所述叶轮推进机构输出动力，所述燃料储罐与所述外燃机的燃烧室连通。

所述外燃机设为热气机。

所述外燃机设为郎肯循环热动力系统。

所述外燃机设为外燃闭合式布雷顿循环热动力系统。

所述叶轮推进机构设为螺旋桨。

所述叶轮推进机构设为风扇。

该外燃飞行器还包括涵道，所述外燃机的做功机构、冷却器和燃烧室中至少一个单元设置在所述涵道内。

所述叶轮推进机构设置在所述涵道内。

所述做功机构设置在所述涵道内，在所述涵道内设压气机，所述做功机构对所述压气机输出动力。

所述冷却器和所述燃烧室设置在所述涵道内，所述冷却器设置在所述涵道的上游，所述燃烧室设置在所述涵道的下游。

所述外燃机的做功机构设为径向透平。

所述外燃机的做功机构设为低熵轮机的动力轴。

所述外燃机的做功机构设为超音速转子发动机的旋转结构体。

所述外燃机的冷却器设在该外燃飞行器的外表面处。

本发明中，所谓的冷却器是指一切可以对气体进行降温的装置，例如散热器、散热后发生冷凝的冷却器。

本发明中，所谓燃烧室，是指供外燃方式加热由所述冷却器导出并经增压后的气体循环工质或用外燃方式将由所述冷却器导出经泵泵入的液体进行汽化的汽化器（即锅炉）。

本发明中，所述涵道设置的目的，是为了利用所述涵道内空气的流动，提高所述冷却器的冷却能力，并使所述涵道内的气体吸收由所述做功机构、所述冷却器和所述燃烧室产生的余热，使流经所述涵道内的空气体积膨胀形成推力。

本发明中，“所述冷却器设置在所述涵道的上游，所述燃烧室设置在所述涵道的下游”的目的是，利用由所述冷却器排出的余热，使进入所述燃烧室内的空气温度提高，减少燃料消耗。

本发明中，所谓的上游是指在流体流动的流动流上处于来流方向的位置，当流体流动的流动流为气流时，所谓的上游相当于气流的上游。

本发明中，所谓的下游是指在流体流动的流动流上处于去流方向的位置，当流体流动的流动流为气流时，所谓的下游相当于气流的下游。

本发明中，所述压气机的设置，是为了增加所述涵道中空气的压力，利用余热提高所述涵道的出口所产生的推力。

本发明的有益效果如下：用所述外燃机作为飞行器的动力，可以规避涡轮喷气发动机或涡扇发动机中压气机和透平的加工制造难度，降低发动机的造价。利用所述外燃机作为飞行器的动力，可以制造出成本低效率高的续航时间长的无人机和小型发动机。

附图说明

图1是本发明实施例1的结构示意图；

图2是本发明实施例2中涵道的结构示意图；

图3是本发明实施例3中涵道的结构示意图；

图4是本发明冷却器之一的结构示意图；

图5是本发明冷却器之二的结构示意图，

图中：

1机体、2机翼、3叶轮推进机构、4外燃机、41做功机构、42冷却器、43燃烧室、44压气机、5涵道、6燃料储罐。

具体实施方式

实施例1

如图1所示的外燃飞行器，包括机体1、机翼2、叶轮推进机构3、外燃机4和燃料储罐6，所述机翼2和所述机体1连接，所述外燃机4设置在所述机翼2上，所述外燃机4对所述叶轮推进机构3输出动力，所述燃料储罐6与所述外燃机4的燃烧室连通。

在实际应用中，所述外燃机4还可设置在所述机体1上代替设置在所述机翼2上。具体体实施时，可选择的将所述外燃机设为热气机、郎肯循环热动力系统或外燃闭合式布雷登循环热动力系统。

具体实施时，可选择的将所述叶轮推进机构3设为螺旋桨或风扇。

实施例2

一种外燃飞行器，其与实施例1的区别在于：该外燃飞行器还包括如图2所示的涵道5，所述外燃机4的做功机构41、冷却器42和燃烧室43都设在所述涵道5内，其中所述燃烧室43向所述做功机构41输送高温工质的通道设在所述涵道5外。所述叶轮推进机构3设置在所述涵道5内。

具体实施时，可选择地，可以将所述外燃机4的做功机构41、冷却器42和燃烧室43中的一个或两个设置在所述涵道5内。

可选择地，所述叶轮推进机构3可以设置在所述涵道5外，如所述涵道5的入口外处。

实施例3

一种外燃飞行器，其与实施例2的区别在于：如图3所示，所述燃烧室43向所述做功机构41输送高温工质的通道设在所述涵道5内，且在所述冷却器42与所述燃烧室43之间的连通通道上设压气机44，所述压气机44设置在所述涵道5内，所述做功机构41对所述压气机44输出动力。

可对上述实施例中所述外燃机4部分结构设置位置进行改进，如仅将所述外燃机4的所述冷却器42和所述燃烧室43设置在所述涵道5内，其中所述冷却器42设在所述涵道5的上游，所述燃烧室43设置在所述涵道5的下游。还可如图4和图5所示，将所述外燃机4的冷却器42设在该外燃飞行器的外表面处，采用外部流动空气来降温。

作为可以变换的实施方式，所述压气机44可以不设置在所述冷却器42与所述燃烧室43之间的连通通道上，而是设置在所述涵道5内的其它位置上。

根据常规技术，可将所述外燃机4的所述做功机构41设为径向透平、申请号为201010164156.5的低熵轮机的动力轴或申请号为201110186547.1的的旋转结构体。

显然，本发明不限于以上实施例，根据本领域的公知技术和本发明所公开的技术方案，可以推导出或联想出许多变型方案，所有这些变型方案，也应认为是本发明的保护范围。

Claims (10)

1. 一种外燃飞行器，包括机体（1）和机翼（2），所述机翼（2）和所述机体（1）连接，其特征在于：所述外燃飞行器还包括叶轮推进机构（3）、外燃机（4）和燃料储罐（6），所述外燃机（4）设置在所述机翼（2）上或所述外燃机（4）设置在所述机体（1）上，所述外燃机（4）对所述叶轮推进机构（3）输出动力，所述燃料储罐（6）与所述外燃机（4）的燃烧室（43）连通。

2. 如权利要求1所述外燃飞行器，其特征在于：所述外燃机（4）设为热气机，或所述外燃机（4）设为郎肯循环热动力系统，或所述外燃机（4）设为外燃闭合式布雷顿循环热动力系统。

3. 如权利要求1所述外燃飞行器，其特征在于：所述叶轮推进机构（3）设为螺旋桨。

4. 如权利要求1所述外燃飞行器，其特征在于：所述叶轮推进机构（3）设为风扇。

5. 如权利要求1所述外燃飞行器，其特征在于：所述外燃飞行器还包括涵道（5），所述外燃机（4）的做功机构（41）、冷却器（42）和燃烧室（43）中至少一个单元设置在所述涵道（5）内。

6. 如权利要求5所述外燃飞行器，其特征在于：所述叶轮推进机构（3）设置在所述涵道（5）内。

7. 如权利要求5所述外燃飞行器，其特征在于：所述做功机构（41）设置在所述涵道（5）内，在所述涵道（5）内设压气机（44），所述做功机构（41）对所述压气机（44）输出动力。

8. 如权利要求5所述外燃飞行器，其特征在于：所述冷却器（42）和所述燃烧室（43）设置在所述涵道（5）内，所述冷却器（42）设置在所述涵道（5）的上游，所述燃烧室（43）设置在所述涵道（5）的下游。

9. 如权利要求1所述外燃飞行器，其特征在于：所述外燃机（4）的做功机构（41）设为径向透平，或所述外燃机（4）的做功机构（41）设为低熵轮机的动力轴，或所述外燃机（4）的做功机构（41）设为超音速转子发动机的旋转结构体。

10. 如权利要求1所述外燃飞行器，其特征在于：所述外燃机（4）的冷却器（42）设在该所述外燃飞行器的外表面处。

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