CN103437912A - 射流喷气发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种射流脉喷气发动机， 具体用于为车辆及航空飞行器提供动力。包括复合筒体、安装在复合筒体内的涡轮组、支撑涡轮组的支架、套装在涡轮组轴两头的可逆发电机、闭气环，通过挡板固定分布在闭气环后方的进气门、分布在进气门后方的燃烧室、分布在燃烧室周边的燃料喷嘴、安装在燃烧室中部的等离子点火器；它是将涡轮组、可逆发电机、闭气环同轴固定套装在复合筒体内复合筒体，可逆发电机用于发动机启动、为整机供电，闭气环用于切换射流通道，改变气流方向；当闭气环孔与射流进气孔对应时对进入发动机的空气进行加速，闭气环孔与射流进气孔错开时，气流方向改变冲向挡板将进气门顶开高速空气进入燃烧室与燃料喷嘴喷射出的燃料混合点燃膨胀；不间断地重复进气—燃烧膨胀—进气这一循环过程使发动机对外做功。
Description
技术领域
本发明涉及一种射流脉喷气发动机， 具体用于为车辆及航空飞行器提供动力。
背景技术
利用燃料与空气混合体在定容状态燃烧膨胀做功。
发明内容
本发明提供一种射流喷气发动机，它是将涡轮组、可逆发电机、闭气环同轴固定套装在壳体内，可逆发电机用于发动机启动、为整机供电，闭气环用于间断切换射流通道，改变气流方向；当闭气环孔与射流进气孔对应时对进入发动机的空气进行加速，闭气环孔与射流进气孔错开时，气流方向改变冲向挡板将进气管内的单向滑阀顶开高速空气进入燃烧室与燃料喷嘴喷射出的燃料混合点燃膨胀；不间断地重复进气—燃烧膨胀—进气这一循环过程使发动机对外做功。
本发明是以如下技术方案实现的：一种射流喷气发动机，包括壳体、安装在壳体内的涡轮组、支撑涡轮组的支架、套装在涡轮组轴两头的可逆发电机、闭气环，固定在挡板中心的进气管、单向滑阀，分布在挡板后方的燃烧室、分布在燃烧室周边的燃料喷嘴、安装在燃烧室中部的等离子点火器；其特征在于：所述的壳体为流线型，它是由内外两只筒体套装组合而成，内外筒体之间形成一个环形空间，靠近内外筒体前端结合部的内筒体周边分布有数个射流进气孔，靠近内外筒体后边的结合处的内筒体周边均匀分布数个射流出气孔；所述的涡轮组是由多个涡扇同轴套装固定组成，涡轮组两头的输出轴各套装一只支架与壳体套装，涡轮组在支架上能够自由转动；所述的支架为圆板板的端面均匀分布有若干通孔，圆板中心制有轴承孔并套装双向轴承；所述的可逆发电机的转子与涡轮组的轴连接，定子与支架固定，可逆发电机的转子与涡轮组同步转动；所述的闭气环固定在涡轮组轴的另外一头，闭气环径向面制有数个通孔，闭气环与射流进气孔研合密封，通过与涡轮组同步转动间断开闭为燃烧室提供空气流；所述的进气门固定在挡板的中部；所述的挡板中心制有通孔，通孔内固定有单向滑阀，挡板与闭气环形成的空间为负压室；所述的燃烧室在挡板的后部的复合筒体的缩颈处；所述的四只燃料喷嘴环燃烧室周边分布；所述的等离子点火器安装在燃烧室中部。
本发明的积极效果：
1.利用高速喷出的热气流产生的射流作用提高进入发动机中的空气流速；比自然通风效率高。
2.经闭气环切换使空气迅速改变流动方向高速进入负压室使压缩比增大。
3.空气流在燃烧室外表面高速流动可以起到对燃烧室进行不间断降温的作用从而减少了耐高温材料的使用量。
4.运动部件少安全性、可靠性好。
5.对燃料的适应性好可以使用压缩天然气、液化气等，故不会产生污染环境的气体；
可以作为车辆、航空飞行器等的动力。
6.利用高速喷出的热气流产生的射流作用提高进入发动机中的空气流速比自然通风效率高。
附图说明
下面结合附图对本发明进一步详细说明：
图1为本发明的结构示意图；
图2为图1的左视图；
图中：1、壳体，1-1、负压室，1-2、射流进气孔，1-3、射流出气孔，1-4、喷气口，2、支架，3、轴承，4、轴，5、涡轮组，6、可逆发电机，7、闭气环，8、挡板，8-1、进气管，8-2、单向滑阀，9、燃烧室，10、燃料喷嘴，11、等离子点火器。
具体的实施方案
如图1、2所示：一种射流喷气发动机，包括包括壳体1、安装在壳体1内的涡轮组5、支撑涡轮组5的支架2、套装在轴4两头的可逆发电机6、闭气环7，固定在挡板8中心的进气管8-1、单向滑阀8-2，分布在挡板8后方的燃烧室9、分布在燃烧室9周边的燃料喷嘴10、安装在燃烧室9中部的等离子点火器11；其特征在于：所述的壳体1为流线型，它是由内外两只筒体套装组合而成，内外筒体之间形成一个环形空间，靠近内外筒体前端结合部的内筒体周边分布有数个射流进气孔1-2，靠近内外筒体后边的结合处的内筒体周边均匀分布数个射流出气孔1-3；所述的涡轮组5是由多个涡扇同轴4套装固定组成，涡轮组5两头的输出轴4各套装一只支架2与壳体1套装，使涡轮组5能够自由转动；所述的支架2为圆板，圆板的端面均匀分布有若干通孔，圆板中心制有轴承孔并套装轴承3；所述的可逆发电机6的转子与涡轮组5的轴4连接，定子与支架2固定，可逆发电机6的转子与涡轮组5同步转动；所述的闭气环7固定在涡轮组5的轴4的另外一头，闭气环7径向面制有数个通孔，闭气环7与射流进气孔1-2研合密封，通过与涡轮组5、轴4同步转动间断开闭为燃烧室9提供空气流；所述的进气管8-1固定在挡板8的中部；所述的挡板8中心制有通孔，通孔内固定有单向滑阀8-2，挡板8与闭气环7形成的空间为负压室1-1；所述的燃烧室9在挡板8的后部的壳体1的缩颈处；所述的四只燃料喷嘴10环燃烧室9周边分布；所述的等离子点火器11安装在燃烧室9中部。
Claims (2)
1.一种射流喷气发动机，包括壳体（1）、安装在壳体（1）内的涡轮组（5）、支撑涡轮组（5）的支架（2）、套装在轴（4）两头的可逆发电机（6）、闭气环（7），固定在挡板（8）中心的进气管（8-1）、单向滑阀（8-2），分布在挡板（8）后方的燃烧室（9）、分布在燃烧室（9）周边的燃料喷嘴（10）、安装在燃烧室（9）中部的等离子点火器（11）。
2.根据权利要求1所述的射流喷气发动机，其特征在于：所述的壳体（1）为流线型，它是由内外两只筒体套装组合而成，内外筒体之间形成一个环形空间，靠近内外筒体前端结合部的内筒体周边分布有数个射流进气孔（1-2），靠近内外筒体后边的结合处的内筒体周边均匀分布数个射流出气孔（1-3）；所述的涡轮组（5）是由多个涡扇同轴（4）套装固定组成，涡轮组（5）两头的输出轴（4）各套装一只支架（2）与壳体（1）套装，使涡轮组（5）能够自由转动；所述的支架（2）为圆板，圆板的端面均匀分布有若干通孔，圆板中心制有轴承孔并套装轴承（3）；所述的可逆发电机（6）的转子与涡轮组（5）的轴（4）连接，定子与支架（2）固定，可逆发电机（6）的转子与涡轮组（5）同步转动；所述的闭气环（7）固定在涡轮组（5）的轴（4）的另外一头，闭气环（7）径向面制有数个通孔，闭气环（7）与射流进气孔（1-2）研合密封，通过与涡轮组（5）、轴（4）同步转动间断开闭为燃烧室（9）提供空气流；所述的进气管（8-1）固定在挡板（8）的中部；所述的挡板（8）中心制有通孔，通孔内固定有单向滑阀（8-2），挡板（8）与闭气环（7）形成的空间为负压室（1-1）；所述的燃烧室（9）在挡板（8）的后部的壳体（1）的缩颈处；所述的四只燃料喷嘴（10）环燃烧室（9）周边分布；所述的等离子点火器（11）安装在燃烧室（9）中部。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| CN2013103501106A CN103437912A (zh) | 2013-08-12 | 2013-08-12 | 射流喷气发动机 |
Applications Claiming Priority (1)
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Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN103437912A true CN103437912A (zh) | 2013-12-11 |
Family
ID=49691616
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN2013103501106A Pending CN103437912A (zh) | 2013-08-12 | 2013-08-12 | 射流喷气发动机 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN103437912A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104234869A (zh) * | 2014-06-27 | 2014-12-24 | 吴润秀 | 气流隔热保温航天冲压发动机 |
| CN106438158A (zh) * | 2016-11-07 | 2017-02-22 | 中国人民解放军空军工程大学 | 基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室 |
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2013
- 2013-08-12 CN CN2013103501106A patent/CN103437912A/zh active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104234869A (zh) * | 2014-06-27 | 2014-12-24 | 吴润秀 | 气流隔热保温航天冲压发动机 |
| CN106438158A (zh) * | 2016-11-07 | 2017-02-22 | 中国人民解放军空军工程大学 | 基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室 |
| CN106438158B (zh) * | 2016-11-07 | 2019-05-03 | 中国人民解放军空军工程大学 | 基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20131211 |