CN103072698B - 定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法 - Google Patents
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Abstract
定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法，包括航空发动机燃烧热烟气流经的圆形内涵道和高速空气流经的环形外涵道，外涵道在内涵道的外层，外涵道与内涵道之间的隔层有多个均布的斜孔，斜孔的分布靠近内涵道的热烟气进入端，内涵道中心安装有一个形状为楔形的楔形芯，楔形芯的外周安装有对称的十字叶；内涵道靠近内涵道喷气口区至内涵道喷气口段逐渐变小，内涵道喷气口喷出的气体方向与内外涵道轴心线一致，外涵道喷气口在内涵道喷气口的出口附近，且外涵道喷气口喷出的气体方向与内涵道喷气口喷出的气体方向成一个30°~89°夹角。
Description
技术领域
本发明涉及定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法，适用于各种航空发动机，属于航空科技领域。
背景技术
现在的航空发动机大多都是利用飞行器发动机喷出的高速气体作用于大气中产生反推力来推进飞行器前进的，对于航空发动机的研究主要集中在两个方面，一个是提高发动机的热效率，另一个是提高反推力效率；但现代很多飞机发动机喷出的热气体温度太高，损失了太多的热量，而且因排气温度太高还给敌方的测温扫描及跟踪提供了便利条件；如何能降低发动机喷气的温度并利用此热能来提高飞行器的反推力效率，这是值得我们去研究的，本发明就是利用发动机高温热气体与自然空气相混合急剧膨胀，且实现定向膨胀来提高发动机反推力效率并降低发动机喷气温度，同时，利用魏伯卿的发明专利：“201210457013.2提高航空发动机喷气反推力效率的方法”，在飞行器喷气口形成一个气垫，从而能更大地提高航空飞行器的反推力效率，估计这两个发明能使飞行器的反推力效率提高8%~30%，这可以改变各国对航空发动机研究的瓶颈制约，从而有望大幅度提高航空发动机的总效率，最终实现大幅度提高飞行器的续航能力。
发明内容
本发明的目的是提供一种能利用发动机高温热气体与自然空气相混合，实现定向膨胀来提高发动机反推力效率并降低发动机喷气温度的定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法。
定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法，包括航空发动机燃烧热烟气流经的圆形内涵道和高速空气流经的环形外涵道，外涵道在内涵道的外层，外涵道与内涵道之间的隔层有多个均布的斜孔，斜孔的分布靠近内涵道的热烟气进入端，内涵道中心安装有一个形状为楔形的楔形芯，楔形芯的外周安装有对称的十字叶；内涵道靠近内涵道喷气口区至内涵道喷气口段逐渐变小，内涵道喷气口喷出的气体方向与内外涵道轴心线一致，外涵道喷气口在内涵道喷气口的出口附近，且外涵道喷气口喷出的气体方向与内涵道喷气口喷出的气体方向成一个30°~89°夹角；其特征在于：
1、内涵道中心的楔形芯一头大一头小，大头在内涵道的热烟气进入端，小头靠近内涵道喷气口，且在内涵道喷气口逐渐变小的区域附近，使从楔形芯大头端到楔形芯小头端区间的内涵道空间逐渐变大；从外涵道与内涵道之间隔层的斜孔喷出的气体方向与内涵道热烟气流方向成一个30°~60°夹角，而且斜孔在隔层的入口比出口大许多，从而使外涵道空气进入内涵道时形成喷射状与内涵道热烟气流混合膨胀，膨胀的混合气体随着前进和膨胀其流经的内涵道空间也逐渐变大，但内涵道空间变大的速度比混合气体膨胀按压力不变时计算的体积增速要小，从而使混合气体前进过程中产生膨胀压而增加混合气体的压力；内涵道中心的楔形芯外周的十字叶外侧与外涵道和内涵道间的隔层相连，从而将内涵道分为四条涵道，目的是使内涵道的混合气流在内涵道流经时减少产生紊流和扰流等，并能减少混合气体做垂直于内外涵道轴心线的膨胀；另一方面，由于外涵道的空气以与内涵道热烟气流成30°~60°的角度进入内涵道，并与内涵道热烟气流混合，使在内涵道热烟气流的反方向膨胀力被热烟气流和空气喷射流前进的推力所抵消压制，而且随着混合气体前进其内涵道空间变大的程度较小，使混合气体在前进和膨胀过程中垂直热烟气流方向的膨胀力也受到限制，因此只有热烟气流方向的混合气体膨胀力不受限制，所以混合气体在内涵道前进中的膨胀过程，主要是朝向热烟气流方向的急剧膨胀，同时，由于热烟气流相反的方向和垂直热烟气流方向的膨胀力均受限制，且有挤压反推作用，从而使混合气体的膨胀成为定向增压膨胀。
2、内涵道喷气口的喷口变小，从而使混合气体经膨胀后在内涵道喷气口内附近区域聚集增压后，从内涵道喷气口高压喷出，这样就能够较大地提高从内涵道喷气口喷出气体的流量、质密度和线速度，进而能较大地提高航空发动机喷气反推力的效率，同时也大大地降低了内涵道喷气口喷出气体的温度，以减小敌方的热感应跟踪能力。
3、外涵道的气体一部分射入内涵道与热烟气流混合膨胀后从内涵道喷气口喷出，另一部分则直接经外涵道喷气口喷出，并因外涵道喷气口的喷射方向与内涵道喷气口的喷射方向成30°~89°夹角，所以从外涵道喷气口喷出的空气在内涵道喷气口附近形成一个类似空气团的具有较高气体质密度的“气垫”，使内涵道喷气口喷出的混合气体喷射在“气垫”上并形成更大的反推力，而不是平常喷气发动机的热烟气喷射在一个较长的负压区。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、没有发现有类似提高发动机喷气反推力效率的专利文献报导。
2、通过航空发动机的热烟气流与空气混合气体的定向膨胀，使飞行器喷出的气体流量、质密度和线速度都有较大的提高，从而更大程度地利用了航空发动机的热能转换成动能。
3、通过设定十字叶，可以大大地减少热烟气流与空气混合气体的紊流和扰流等。
附图说明
图1是本发明实施例的剖面示意图；
图2是图1所示实施例中A-A剖面示意图；
图3是图1所示实施例中B-B剖面示意图；
图4是图1所示实施例中C-C剖面示意图。
图1-4中：1、燃烧室 2、外涵道集气圈 3、隔层 4、外壳层 5、外涵道 6、内涵道 7、斜孔 8、楔形芯 9、膨胀涵道 10、内涵道喷气口 11、外涵道喷气口 12、十字叶 。
具体实施方式
在图1—4所示的实施例一中：定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法，包括航空发动机燃烧热烟气流经的圆形内涵道6和高速空气流经的环形外涵道5，外涵道5在内涵道6的外层，外涵道5与内涵道6之间的隔层3有多个均布的斜孔7，斜孔7的分布靠近内涵道6的热烟气进入端，内涵道6中心安装有一个形状为楔形的楔形芯8，楔形芯8的外周安装有对称的十字叶12；内涵道6靠近内涵道喷气口10区至内涵道喷气口10段逐渐变小，内涵道喷气口10喷出的气体方向与内外涵道轴心线一致，外涵道喷气口11在内涵道喷气口10的出口附近，且外涵道喷气口11喷出的气体方向与内涵道喷气口10喷出的气体方向成一个30°~89°夹角；其特征在于：内涵道6中心的楔形芯8一头大一头小，大头在内涵道6的热烟气进入端，小头靠近内涵道喷气口10，且在内涵道喷气口10逐渐变小的区域附近，使从楔形芯8大头端到楔形芯8小头端区间的内涵道6空间逐渐变大；从外涵道5与内涵道6之间隔层3的斜孔7喷出的气体方向与内涵道6热烟气流方向成一个30°~60°夹角，而且斜孔7在隔层3的入口比出口大许多，从而使外涵道5空气进入内涵道6时形成喷射状与内涵道6热烟气流混合膨胀，膨胀的混合气体随着前进和膨胀其流经的内涵道6空间也逐渐变大，但内涵道6空间变大的速度比混合气体膨胀按压力不变时计算的体积增速要小，从而使混合气体前进过程中产生膨胀压而增加混合气体的压力；内涵道6中心的楔形芯8外周的十字叶12外侧与外涵道5和内涵道6间的隔层3相连，从而将内涵道6分为四条涵道，目的是使内涵道6的混合气流在内涵道6流经时减少产生紊流和扰流等，并能减少混合气体做垂直于内外涵道轴心线的膨胀；另一方面，由于外涵道5的空气以与内涵道6热烟气流成30°~60°的角度进入内涵道6，并与内涵道6热烟气流混合，使在内涵道6热烟气流的反方向膨胀力被热烟气流和空气喷射流前进的推力所抵消压制，而且随着混合气体前进其内涵道6空间变大的程度较小，使混合气体在前进和膨胀过程中垂直热烟气流方向的膨胀力也受到限制，因此只有热烟气流方向的混合气体膨胀力不受限制，所以混合气体在内涵道6前进中的膨胀过程，主要是朝向热烟气流方向的急剧膨胀，同时，由于热烟气流相反的方向和垂直热烟气流方向的膨胀力均受限制，且有挤压反推作用，从而使混合气体的膨胀成为定向增压膨胀。
内涵道喷气口10的喷口变小，从而使混合气体经膨胀后在内涵道喷气口10内附近区域聚集增压后，从内涵道喷气口10高压喷出，这样就能够较大地提高从内涵道喷气口10喷出气体的流量、质密度和线速度，进而能较大地提高航空发动机喷气反推力的效率，同时也大大地降低了内涵道喷气口10喷出气体的温度，以减小敌方的热感应跟踪能力。
外涵道5的气体一部分射入内涵道6与热烟气流混合膨胀后从内涵道喷气口10喷出，另一部分则直接经外涵道喷气口11喷出，并因外涵道喷气口11的喷射方向与内涵道喷气口10的喷射方向成30°~89°夹角，所以从外涵道喷气口11喷出的空气在内涵道喷气口10附近形成一个类似空气团的具有较高气体质密度的“气垫”，使内涵道喷气口10喷出的混合气体喷射在“气垫”上并形成更大的反推力，而不是平常喷气发动机的热烟气喷射在一个较长的负压区。
Claims (3)
1.定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法，包括航空发动机燃烧热烟气流经的圆形内涵道（6）和高速空气流经的环形外涵道（5），外涵道（5）在内涵道（6）的外层，外涵道（5）与内涵道（6）之间的隔层（3）有多个均布的斜孔（7），斜孔（7）的分布靠近内涵道（6）的热烟气进入端，内涵道（6）中心安装有一个形状为楔形的楔形芯（8），楔形芯（8）的外周安装有对称的十字叶（12）；内涵道（6）靠近内涵道喷气口（10）区至内涵道喷气口（10）段逐渐变小，内涵道喷气口（10）喷出的气体方向与内外涵道轴心线一致，外涵道喷气口（11）在内涵道喷气口（10）的出口附近，且外涵道喷气口（11）喷出的气体方向与内涵道喷气口（10）喷出的气体方向成一个30°~89°夹角；其特征在于：内涵道（6）中心的楔形芯（8）一头大一头小，大头在内涵道（6）的热烟气进入端，小头靠近内涵道喷气口（10），且在内涵道喷气口（10）逐渐变小的区域附近，使从楔形芯（8）大头端到楔形芯（8）小头端区间的内涵道（6）空间逐渐变大；从外涵道（5）与内涵道（6）之间隔层（3）的斜孔（7）喷出的气体方向与内涵道（6）热烟气流方向成一个30°~60°夹角，而且斜孔（7）在隔层（3）的入口比出口大许多，从而使外涵道（5）空气进入内涵道（6）时形成喷射状与内涵道（6）热烟气流混合膨胀，膨胀的混合气体随着前进和膨胀其流经的内涵道（6）空间也逐渐变大，但内涵道（6）空间变大的速度比混合气体膨胀按压力不变时计算的体积增速要小，从而使混合气体前进过程中产生膨胀压而增加混合气体的压力；内涵道（6）中心的楔形芯（8）外周的十字叶（12）外侧与外涵道（5）和内涵道（6）间的隔层（3）相连，从而将内涵道（6）分为四条涵道，目的是使内涵道（6）的混合气流在内涵道（6）流经时减少产生偏离内外涵道轴心线的其他紊流和扰流，并能减少混合气体做垂直于内外涵道轴心线的膨胀；另一方面，由于外涵道（5）的空气以与内涵道（6）热烟气流成30°~60°的角度进入内涵道（6），并与内涵道（6）热烟气流混合，使在内涵道（6）热烟气流的反方向膨胀力被热烟气流和空气喷射流前进的推力所抵消压制，而且随着混合气体前进其内涵道（6）空间变大的程度较小，使混合气体在前进和膨胀过程中垂直热烟气流方向的膨胀力也受到限制，因此只有热烟气流方向的混合气体膨胀力不受限制，所以混合气体在内涵道（6）前进中的膨胀过程，主要是朝向热烟气流方向的急剧膨胀，同时，由于热烟气流相反的方向和垂直热烟气流方向的膨胀力均受限制，且有挤压反推作用，从而使混合气体的膨胀成为定向增压膨胀。
2.如权利要求1所述的定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法，其特征在于：内涵道喷气口（10）的喷口变小，从而使混合气体经膨胀后在内涵道喷气口（10）内附近区域聚集增压后，从内涵道喷气口（10）高压喷出，这样就能够较大地提高从内涵道喷气口（10）喷出气体的流量、质密度和线速度，进而能较大地提高航空发动机喷气反推力的效率，同时也大大地降低了内涵道喷气口（10）喷出气体的温度，以减小敌方的热感应跟踪能力。
3.如权利要求1所述的定向膨胀增压提高航空发动机反推力效率的方法，其特征在于：外涵道（5）的气体一部分射入内涵道（6）与热烟气流混合膨胀后从内涵道喷气口（10）喷出，另一部分则直接经外涵道喷气口（11）喷出，并因外涵道喷气口（11）的喷射方向与内涵道喷气口（10）的喷射方向成30°~89°夹角，所以从外涵道喷气口（11）喷出的空气在内涵道喷气口（10）附近形成一个类似空气团的具有较高气体质密度的“气垫”，使内涵道喷气口（10）喷出的混合气体喷射在“气垫”上并形成更大的反推力，而不是平常喷气发动机的热烟气喷射在一个较长的负压区。
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