CN103184936B - 一种发动机和一种飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发动机和飞行器，发动机壳体内部设置气体处理室，喷气口位于壳体的尾部且与气体处理室相通，壳体包括筒状发动机外壳，其壁部开设至少一个用于在发动机外壳外侧形成流体负压区的第一导气口，壳体内部还设置连通第一导气口与气体处理室的第一流体通道，以及将气体从第一导气口吸入气体处理室的吸气装置。本发明通过第一导气口吸入高速流体而使发动机或飞行器周围形成流体负压区，与尾部的正压推动区之间产生极大的压力差，其转移作用在发动机壳体上和飞机壳体上面形成向前的推动力，和发动机向后喷出流体产生的反作用力，共同产生更强大的推动力，能够显著提高飞行器的飞行速度和承载能力，且更加节能。

Description

一种发动机和一种飞行器

技术领域

本发明涉及航空领域，尤其涉及一种发动机和一种飞行器。

背景技术

用于普通客机、战机、导弹、火箭等飞行器的发动机通常采用涡扇发动机、喷气发动机或冲压发动机。

其中，用于普通客机的涡扇发动机通常安装在侧翼下方，发动机机体的前端具有敞开面积较大的进气口，后端具有喷气口，工作过程中，发动机前筒内的吸气发动机、风扇和涡轮等部件的产生高强度的吸力，将发动机前部的气体从进气口吸入气压室内并压缩成高压气体，一部分高压气体从发动机前筒后端的环形导出口向后高速喷出，另一部分在发动机后筒内再次压缩后进行燃烧，形成灼热气流从喷气口向后高速喷出，向后喷出的高压气体和灼热气体对飞机形成巨大的反向推动力而驱动飞机向前飞行。用于战机的喷气发动机通常安装在飞机尾部，不同于敞开的进气口，战机主要利用设置在机身左右两侧或底部或上部且截面积较大的进气涵道为发动机供气，进入喷气发动机的高压气体经压缩和燃烧后，直接形成灼热气体从喷气口向后高速喷出，其对战机形成巨大的反向推动力而驱动战机向前飞行。用于导弹、火箭等飞行体的发动机通常采用冲压发动机，高能燃料在冲压发动机内燃烧后向后喷出灼热气流，其对导弹或火箭形成巨大的反向推动力而驱动导弹或火箭向前飞行。

一种现有技术如申请日为：2008-01-25申请号为：200810065995.4发明名称为《具有气流通道的飞行器》的中国专利，公开了在飞机外壳的内层和外层间形成包括气流导入口和气流导出口的环形洞的技术方案，飞行时，外界气流可通过气流导入口进入环形洞，并可通过气流导出口排出以减少前方气流阻力。另一种现有技术如申请日为：2008-02-04申请号为：200810065334.1发明名称为《一种运动装置》的中国专利，公开了运动装置壳体的第一侧面上开设流体吸入口、在第二侧面上开设流体喷出口、在内部设置内部流体通道的技术方案，内部流体通道与流体吸入口和流体喷出口相通，且内部流体通道内设置负压发生器，用于从流体吸入口吸入外界流体并经内部流体通道然后从流体喷出口喷出流体，将流体阻力导向到需要产生推力的部位从流体喷出口喷出，以产生推力，变阻力为动力。

发明内容

本发明要解决的主要技术问题是，提供一种提供更大推动力的发动机以及飞行器。

为解决上述技术问题，本发明提供一种发动机，包括壳体和喷气口，所述壳体内部设置气体处理室，所述喷气口位于所述壳体的尾部且与所述气体处理室相通，所述壳体包括与外界气体相接触的筒状发动机外壳，所述发动机外壳的壁部开设至少一个用于在发动机外壳外侧形成流体负压区的第一导气口，所述壳体内部还设置连通所述第一导气口与气体处理室的第一流体通道，以及将气体从所述第一导气口吸入所述气体处理室的吸气装置。

一种实施方式中，所述壳体还包括发动机内壳，所述发动机外壳环绕在所述发动机内壳外部，所述第一流体通道为所述发动机外壳与发动机内壳之间的间隙层。

进一步地，所述第一导气口所在弧面的法线方向与所述发动机的前进方向之间形成的角度不大于90°。

一种实施方式中，所述壳体包括前筒和后筒，所述发动机外壳和喷气口分别设置在所述前筒和后筒上，所述气体处理室包括分别容纳在所述前筒和后筒内部且相互连通的气压室和燃烧室，所述气压室的前端与所述第一流体通道连通，后端开设环绕在所述后筒燃烧室外部的前筒导出口，所述燃烧室的后端与所述喷气口连通。

所述发动机外壳为弧形，呈从前向后逐步加粗的锥形筒状。

本发明还保护了一种飞行器，可为普通客机，包括以上所述的发动机。

本发明还保护了一种飞行器，尾部安装发动机，所述发动机包括壳体和喷气口，所述壳体内部设置气体处理室，所述喷气口位于所述壳体的尾部且与所述气体处理室相通，所述飞行器包括与外界气体相接触的筒状机体外壳，所述机体外壳的壁部开设至少一个用于在机体外壳外侧形成流体负压区的第一导气口，所述飞行器内部还设置连通所述第一导气口与气体处理室的第一流体通道，以及将气体从所述第一导气口吸入所述气体处理室的吸气装置。

进一步地，所述第一导气口所在弧面的法线方向与所述飞行器的前进方向之间形成的角度不大于90°。

一种实施方式中，飞行器为战机，所述机体外壳的外侧没有设置对所述发动机供气的进气涵道，所述气体处理室包括燃烧室，所述燃烧室的前后两端分别与所述第一流体通道和喷气口连通。

一种实施方式中，飞行器为导弹或火箭，所述飞行器具有尾翼，所述尾翼具有尾翼外壳，所述尾翼外壳的前壁上开设至少一个第二导气口，所述尾翼内部设置将所述第二导气口与所述气体处理室连通的第二流体通道，所述飞行器还包括用于调整所述第一导气口和/或第二导气口的开闭状态、开口大小、开口方向的导气口控制器。

本发明的有益效果是：本发明的发动机或飞行器在外壳上设置一个或者多个第一导气口为发动机供气，一方面能够保证发动机的进气量不少于现有发动机，另一方面使发动机吸入的气体具有更大的流速，而且发动机通过第一导气口吸入高速流体而使发动机周围形成流体负压区，该流体负压区的负压在发动机或飞行器的前进方向上具有一定分力，与发动机尾部通过喷气口向后喷出高速流体形成的正压推动区之间产生极大的压力差，该压力差转移作用在发动机或飞行器上，能够在不增加能源供给的基础上提供至少两种形式的动力源，因此具有比普通发动机更强大的推动力，能够显著提高飞行器的飞行速度和承载能力，而且更加节能。

附图说明

图1为本发明一种实施例中用于普通客机的涡扇发动机结构示意图；

图2为图1所示涡扇发动机安装在普通客机上的结构示意图；

图3为本发明一种实施例中用于战机的喷气发动机结构示意图；

图4为本发明一种实施例中将喷气发动机安装在战机上的结构示意图；

图5为本发明一种实施例中将冲压发动机安装在导弹上的结构示意图。

具体实施方式

本发明提供了一种发动机和飞行器，发动机外壳或者飞行器外壳的壁部开设至少一个第一导气口，发动机的壳体内部设置第一流体通道，该第一流体通道将第一导气口与发动机内的气体处理室连通。发动机工作过程中，壳体内的吸气装置产生强大吸力，将外界气体从第一导气口吸入第一流体通道后进入气体处理室，从而为发动机提供高速流动的气体。

通常情况下，发动机的动力源为发动机自身产生的推动力，推动力越大，飞行器速度越快。本发明的发动机或飞行器在外壳上设置一个或者多个第一导气口，所有第一导气口的总进气面积大于普通客机前端敞开的进气口或者战机截面进气涵道的开口，一方面能够保证发动机的进气量不少于现有发动机；另一方面，考虑到同等条件下与排气的方式相比，吸气(尤其是在封闭通道内吸气)能够使气体具有更大的流速，本发明利用吸气装置的强大吸力，使进入第一导气口的气体在畅通光滑的第一流体通道内流动后，具有比现有发动机直接吸入的气体更大的流速，虽然第一流体通道的内壁会对流体产生一些摩擦力，但大多数被吸气装置的强大吸力所克服。可见，与现有技术相比，本发明的发动机为气体处理室提供了更多、更高速的气体流，有利于发动机产生更大的推动力。

更重要的，现有发动机向飞行器提供的推动力主要依靠向后喷出的高压气体、灼热火焰或气流等高速流体提供的反作用力，动力来源比较单一，对飞行器的速度、能耗和飞行距离造成一定影响。而本发明的发动机或飞行器在工作过程中，除了后部推动以外，发动机尾部通过喷气口向后喷出高速流体而使发动机后部形成正压推动区，发动机或飞行器周围通过第一导气口吸入高速流体而使发动机周围形成流体负压区，正压推动区与流体负压区之间产生极大的压力差，该压力差转移作用在发动机壳体上而对发动机产生很大的推动力。尤其是，本发明的第一导气口所在弧面的法线方向与发动机或飞行器的前进方向之间形成的角度不大于90°，其吸气产生的负压在发动机或飞行器的前进方向上具有一定分力，流体负压区可位于发动机或飞行器的最大横截面处前端的发动机外壳或飞行器外壳上，能够增加压力差，提高发动机或飞行器的推动力。可见本发明的发动机能够在不增加能源供给的基础上提供至少两种形式的动力源：后部喷气产生的推动力和压力差产生的推动力，因此具有比普通飞行器更大甚至成倍的推动力，能显著提高飞行器的飞行速度和承载能力，而且更加节能。

下面通过具体实施方式结合附图对本发明作进一步详细说明。

实施例一：

请参考图1和图2，本实施方式的发动机为用于普通客机的发动机8，通常安装在普通客机的侧翼下方，当然也可根据需要安装在侧翼上方或机身等其他位置。该涡扇发动机8主要包括壳体、壳体内的气体处理室和吸气装置、以及位于壳体的尾部且与气体处理室相通喷气口601，其中壳体由前筒1和后筒9组成，前筒1包括筒状的发动机外壳101，发动机外壳101与外界气体相接触，其壁部开设一个或者多个用于在发动机外壳101外侧形成流体负压区的第一导气口105，后筒9的尾部设置喷气口601，壳体内部还设置连通第一导气口105与气体处理室的第一流体通道103。发动机外壳101通常为圆筒形，本实施例将发动机外壳101设置成弧形的，后端粗于前端的锥形圆筒，且最前端可根据需要封闭或敞开。第一导气口105的数量、形状、开口面积和位置可根据需要设定，例如设置成矩形、圆形、菱形、椭圆形或不规则形状，可一种或多种形状排列设置，第一导气口105所在弧面的法线方向与发动机的前进方向之间形成的角度不大于90°，例如图1中，发动机的前进方向如箭头A所示，发动机外壳101上一个第一导气口105所在弧面的法线方向如箭头B所示，两个方向之间形成的夹角α为锐角。多个第一导气口105还可均匀分布在整个发动机外壳101表面。本实施例的壳体为双层结构，即还包括与发动机外壳101形状对应的发动机内壳102，发动机外壳101环绕在发动机内壳102外部并与发动机内壳102之间形成一环形间隙层，该环形间隙层即为第一流体通道103，当然，第一流体通道103还可采用其他结构，例如专门的通气管道。气体处理室包括从前至后依次连通的负压室2、气压室301和燃烧室4，吸气装置包括吸气发动机201和风扇3，其中，负压室2和气压室301都容纳在前筒1内部，负压室2内设置吸气发动机201，气压室301内设置由转轴7驱动的一级或多级风扇3，以后位于后筒的一级或多级涡轮5；其后端还开设环绕在后筒9外部的前筒导出口6，燃烧室4容纳在后筒9内部，后端与喷气口601连通用于向后喷出灼热气流。

当发动机工作时，吸气发动机201和多级风扇3、涡轮5高速运转而产生极强的吸力，其通过发动机外壳101上的第一导气口105将发动机前端周围的流体高速吸入第一流体通道103内，由于吸力极大，使得各第一导气口105以至整个发动机外壳101表面形成一层运动速度极快的流体层，其速度远远快于飞机行驶的速度而形成流速极高的流体负压区。吸入第一流体通道103的气体再在吸气发动机201和风扇3的作用下，依次通过发动机内壳102前端的通气孔104和负压室2前端的前面导气口205高速流入负压室2，再通过负压室2与气压室301之间的隔板202上的吸气口204高速排入气压室301内，此时多级风扇3把高速的流体经多级吸入后又压缩成高压气体，高压气体分为两部分排出，一部分从环形的前筒导出口6高速向后喷出，另一部分经由转轴7驱动的多级涡轮5更高速吸入后筒9内，再经涡轮5分级压缩后，利用多个喷嘴401喷出的燃料在燃烧室4内燃烧，最后从喷气口601高速喷出运动速度极高的灼热流体。此时，第一导气口105吸气产生的负压在发动机或飞行器的前进方向上具有一定分力，使发动机外壳101周围是流动速度极高的流体负压区，后部为喷出速度极高的正压推动区，于是形成发动机前后的极大压力差，这种极大的压力差必然使高压力的正压推动区，向低压力的流体负压区从后向前部方向转移流体压力，前后部之间的压力差越大，转移的流体压力越大，对发动机连接的机翼和飞机产生的向前推动力越大，同时，在喷出口6、601向后喷出高温高压气体的反作用力推动下，向前的推动力和向后的推动力，共同形成飞机的更大推动力，所以，在具有压力差的这种状态下，即使同等功率的发动机，也会产生比正常状态大得多的推动力。

另外，现有用于普通客机的涡扇发动机的进气口敞开面积较大，在飞行器行驶过程中形成很大的流体阻力，涡扇发动机产生的推动力除了推动飞行器飞行以外，还必须克服该流体阻力，导致涡扇发动机的工作效率较低；另外，由于进气口或进气涵道开口较大且设置在涡扇发动机前部，有时会意外地吸入飞鸟、冰雹等空中杂物，这些杂物进入发动机后容易造成发动机故障而产生安全隐患，甚至造成机毁人亡的事故。而本实施方式发动机外壳101为弧形，前端可呈从前向后逐步加粗的锥形筒状，有效减少了流体阻力，降低了发动机能耗；同时，第一导气口105位于发动机外壳101壁部，且每个第一导气口105开口大小和形状可灵活设置，能够显著降低吸入空中杂物的几率，提高飞机运行的安全性。

实施例二：

本实施例的发动机与第一实施例相比去掉负压室2、吸气发动机201和隔板202，发动机外壳101上的第一导气口105通过第一气流通道103与气压室301的吸气口204直接相通，吸气装置仅为一级或多级风扇3。当发动机工作时，多级风扇3和涡轮5高速运转而产生极强的吸力，其通过发动机外壳101上的第一导气口105将发动机周围的流体高速吸入第一流体通道103内，再在风扇3的作用下通过发动机内壳102前端的通气孔104进入气压室301，接着进行与实施例相类似的压缩和燃烧处理。

实施例三：

请参考图3和图4，本实施例的发动机为用于战机的喷气发动机，其安装设置在战机后部，战机可包括机身内壳102和环绕在机身内壳外部的机身外壳101，机身外壳101的壁部开设至少一个第一导气口105，机身外壳101和机身内壳102之间形成环形环绕的第一流体通道103。本实施例的第一导气口105所在弧面的法线方向与飞行器的前进方向之间形成的角度不大于90°，例如图4中，战机的前进方向如箭头A所示，机身外壳101上一个第一导气口105所在弧面的法线方向如箭头B所示，两个方向之间形成的夹角α为锐角。第一流体通道103也可专门设置。气体处理室包括负压室2和燃烧室4，吸气装置包括吸气发动机201和风扇3，其中，负压室2内设置吸气发动机201，燃烧室4内具有风扇3和涡轮5。燃烧室4的前端通过负压室2与第一流体通道103连通，后端与喷气口601连通用于向后喷出灼热气流。

当发动机工作时，与实施例一相类似，吸气发动机2、风扇3和涡轮5同时运转产生很大吸力，将战机表面的气体从第一导气口105高速吸入第一流体通道103，依次通过负压室2前端的前面导气口205高速流入负压室2，再通过负压室2与燃烧室4之间的隔板上的吸气口204高速排入燃烧室4，然后高速流体送入风扇3进行多次压缩后，经由多个喷嘴401喷出的燃料在燃烧室4内燃烧，并经涡轮5的压缩从喷气口6向后强力喷出而产生很大推动力。此时，战机表面形成流速极高的流体负压区，该流体负压区的负压在战机的前进方向上具有一定分力，与喷气口601向后高速喷出的正压推动区之间形成极大的压力差，正压推动区的高压力必然向流体负压区转移从而为战机提供极大的推动力和行驶速度。

通常情况下，战机利用设在飞机的左右两侧或底部或上部进气涵道为飞机供气，由于进气涵道体积和截面积很大，通常占飞机截面积的四分之一左右，也就是迎风面的四分之一左右，因此能够产生很大的流体阻力。本实施例可去掉普通战机表面的进气涵道，直接通过第一流体通道103供气，去掉进气涵道后，流体阻力大大减少，可减少四分之一左右的迎风面，也就减少四分之一左右的流体阻力，换句话说可减少四分之一的能耗，同时速度大大提高。同样的，本实施例的发动机也能够显著降低吸入空中杂物的几率，提高飞机运行的安全性。

本实施例的发动机也可设置为类似与实施例二的结构，即去掉负压室2、吸气发动机201和隔板，机身外壳101上的第一导气口105通过第一气流通道103与燃烧室的吸气口直接相通，吸气装置仅为一级或多级风扇3。

实施例四：

请参考图5，本实施例的飞行器为导弹火箭等，发动机为用于导弹、火箭等飞行器的冲压发动机，例如可安装设置在飞行器后部，飞行器可包括机身内壳102和环绕在机身内壳102外部的机身外壳101，机身外壳101的壁部开设至少一个第一导气口105，机身外壳101和机身内壳102之间形成环形环绕的第一流体通道103。本实施例与第三实施例类似，第一导气口105所在弧面的法线方向与飞行器的前进方向之间形成的角度不大于90°，第一流体通道103也可专门设置。气体处理室包括负压室2和燃烧室4，吸气装置包括设置在负压室2内的吸气发动机201，负压室2前端通过前面导气口205与第一流体通道103连通，后端通过隔板上的吸气口204与燃烧室连通，燃烧室4后端与喷气口601连通用于向后喷出灼热气流。

例如飞行器为导弹时，当发动机工作时，吸气发动机201强大的吸力把导弹表面的气体通过第一导气口105高速吸入第一流体通道103内，使机身外壳101和第一流体通道103内形成两层彼此相通的高速运动的流体层，使导弹的流体阻力大大减少，流体从进入燃烧室4内燃烧后产生高压的灼热流体，这些灼热流体从喷气口601向后喷出而推动导弹行驶。此时，导弹表面，尤其是形成流速极高的流体负压区，该流体负压区的负压在导弹的前进方向上具有一定分力，与喷气口601向后高速喷出的正压推动区之间形成极大的压力差，正压推动区的高压力必然向流体负压区转移从而为导弹提供极大的推动力和行驶速度，同时能耗降低。

本实施例的发动机也可设置为类似与实施例二的结构，即去掉负压室2、吸气发动机201和隔板，燃烧室4的前后两端分别与第一流体通道103和喷气口601连通，机身外壳101上的第一导气口105通过第一气流通道103与燃烧室4的吸气口直接相通，吸气装置仅为设置在燃烧室内的风扇或其他吸气设备。

实施例五：

请参考图5，本实施例与第四实施例相比，飞行器具有尾翼，尾翼具有尾翼内壳和环绕在尾翼内壳外部的尾翼外壳，尾翼外壳的前壁上也开设至少一个第二导气口106，第二导气口106的数量、形状、开口面积和位置可根据需要设定，尾翼内部还设置将第二导气口106与气体处理室连通的第二流体通道，例如该第二流体通道可为尾翼外壳和尾翼内壳之间的间隙层，可与第一流体通道相通。本实施例中，第一导气口105和第二导气口106都能够为发动机供气，进一步增大了供气量、吸气面积和流体负压区的面积，提高了发动机的推动力。另外，导弹还包括用于调整第一导气口105、第二导气口106的开闭状态、开口大小或开口方向的导气口控制器107。

现有导弹在上升过程中，通常利用尾翼来产生升力和控制方向，由于尾翼的上下表面的弧面与平面相差不大，所产生的升力有限。而本实施方式的导弹工作时，在吸气装置的强大吸力作用下，导弹壳体周围和尾翼前壁表面形成很大的流体负压区，特别是尾翼前壁表面流体通过第二导气口106被高速吸入第二流体通道后，与尾翼后部表面自然状态的低速气流之间产生很大压力差，使导弹升力大大提高。特别是在导弹上设置控制第二导气口106开、闭、大小或开口角度的导气口控制器107，可在导弹上升和行驶过程中按照需要灵活调节升力以及行驶角度。

本实施例中，第一导气口105、第二导气口106分别与第一流体通道、第二流体通道相通后，使导弹上下部和尾翼上下部产生很大的压力差，这种压力差远大于现有导弹的压力差，也远大于现有飞机机翼在自然状态中上下表面产生的压力差，这种压力差是在动力作用下产生的，通过对动力装置转速的控制很容易实现比现有机翼大10倍的压力差，就产生比飞机升力大10倍的导弹，这种导弹问世，运载量大大提高，速度大大提高，同时能耗降低。

该实施例的结构还可用于更高速的高空无人飞机。

以上内容是结合具体的实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种发动机,包括壳体和喷气口，所述壳体内部设置气体处理室，所述喷气口位于所述壳体的尾部且与所述气体处理室相通，其特征在于，所述壳体包括与外界气体相接触的筒状发动机外壳，所述发动机外壳的壁部开设至少一个用于在发动机外壳外侧形成流体负压区的第一导气口，所述壳体内部还设置连通所述第一导气口与气体处理室的第一流体通道，以及将气体从所述第一导气口吸入所述气体处理室的吸气装置；所述第一导气口所在弧面的法线方向与所述发动机的前进方向之间形成的角度不大于90°。

2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述壳体还包括发动机内壳，所述发动机外壳环绕在所述发动机内壳外部，所述第一流体通道为所述发动机外壳与发动机内壳之间的间隙层。

3.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述壳体包括前筒和后筒，所述喷气口分别设置在所述前筒和后筒上，所述气体处理室包括分别容纳在所述前筒和后筒内部且相互连通的气压室和燃烧室，所述气压室的前端与所述第一流体通道连通，后端开设环绕在所述后筒燃烧室外部的前筒导出口，所述燃烧室的后端与所述喷气口连通。

4.如权利要求1至3中任一项所述的发动机，其特征在于，所述发动机外壳呈从前向后逐步加粗的锥形筒状。

5.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1至4中任一项所述的发动机。

6.一种飞行器，尾部安装发动机，所述发动机包括壳体和喷气口，所述壳体内部设置气体处理室，所述喷气口位于所述壳体的尾部且与所述气体处理室相通，其特征在于，所述飞行器包括与外界气体相接触的筒状机体外壳，所述机体外壳的壁部开设至少一个用于在机体外壳外侧形成流体负压区的第一导气口，所述飞行器内部还设置连通所述第一导气口与气体处理室的第一流体通道，以及将气体从所述第一导气口吸入所述气体处理室的吸气装置；

所述第一导气口所在弧面的法线方向与所述飞行器的前进方向之间形成的角度不大于90°。

7.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述机体外壳的外侧未设置对所述发动机供气的进气涵道,所述气体处理室包括燃烧室，所述燃烧室的前后两端分别与所述第一流体通道和喷气口连通。

8.如权利要求6或7所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器具有尾翼，所述尾翼具有尾翼外壳，所述尾翼外壳的前壁上开设至少一个第二导气口，所述尾翼内部设置将所述第二导气口与所述气体处理室连通的第二流体通道,所述飞行器还包括用于调整所述第一导气口和/或第二导气口的开闭状态、开口大小、开口方向的导气口控制器。