CN103807022B

CN103807022B - 一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机

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Publication number: CN103807022B
Application number: CN201410052227.0A
Authority: CN
Inventors: 汪一平
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2014-02-17
Filing date: 2014-02-17
Publication date: 2016-04-27
Anticipated expiration: 2034-02-17
Also published as: CN103807022A

Abstract

本发明公开了一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机。包括：压缩筒体，旋转筒体，正反向弧形涡旋叶片及三维涡旋叶道，燃烧室，直流发电机，热机六程序控制片，旋转主轴，通过一主轴串接成独立的新型发动机机组。本发明具有高热效，大容量，大功率，超高音速的发动机，发动机与直流发电动力一体化，氢燃料可以连续加注等。

Description

一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机

技术领域：

本发明涉及的是一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机。

背景技术：

氢动力在燃烧室内进行与氧气燃烧化合作用，产生水，没有空气污染，是干净的环保能源，具有功率大，功效高的特点。目前，核动力作用可以廉价地提取氢产品，因此，各国都在追求高超音速的民用客机发动，如美国研制X47、X51用氢冷却及氢为动力源；英国于2012年底试飞了“氮冷却”(据媒体报导为外冷却)发动机，速度达到5～6马赫(约6000公里／小时)，从伦敦飞往纽约从以往的8小时提高到2小时左右；印度于2014年1月5日成功发射低温动力火箭，以415吨的火箭将一颗两吨重的先进通讯卫星送入距离地球3.6万公里的高轨道。鉴于民用运输量需求的增加，人类一直期望有大容量的超高音速民用航班。2013年10月中旬俄罗斯在国际上公开招标研制“航空氢动力发动机”，要求中标者在2014年12月年底前完成样机供试验，参与国家有欧盟、中国及其他国家。其中对发动机要求：

(1)大容量，大功率，高热效超高音速的发动机。

(2)发动机与直流发电动力一体化。

(3)氢燃料可以连续加注等。

本发明受此招标启发，在原有的《涡旋冷真空航空发动机》(申请日2010.9.10申请号2010102765620)(注：以燃油为能源的低温负压航空发动机)的基础上改进，可以满足俄罗斯对发动机要求，成为新一代氢动力发动机。

发明内容：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提出一种新型综合的、具有“飞行—发电”动力一体的双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机。

为了解决背景技术所存在的问题，本发明采用以下技术方案：

一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机，这种连续的长条正反向组成的涡叶(叶道)称双向涡叶，有别于非连续的短条形涡轮／涡扇。包括：

压缩筒体，旋转筒体，正反向弧形涡旋叶片及三维涡旋叶道，燃烧室，直流发电机，热机六程序控制片，主轴；

压缩筒体，燃烧室，冲旋筒体，发电机通过一根主轴串接。

进一步地，所述的正、反向弧形涡旋涡叶(30,21)由多条(至少一条)连续的长条形弧形螺旋叶片(30,21)的在压缩筒体(A)或旋转筒体(B)内沿轴向多周期性环绕，与压缩筒体(A)及主轴，或旋转筒体(B)内壁组成正反向多条三维涡旋叶道；这种连续的长条正反向组成的涡叶(叶道)称双向涡叶，有别于非连续的短条形涡轮或涡扇。

进一步地，所述的燃烧室，包括由二个半圆球形成球壳，与贯穿的主轴，球壳两端与主轴连接的为定片(或球壳留孔另行拼装)，与旋转筒体连接同步旋转的为动片；定片与动片外周有留有相对旋转的空隙密合封圈，以及电控燃烧器点火和电控氢燃料进气控制装置；其中，两个半圆球壳最大半径接合处均匀分布多个点火喷头和多个氢燃料进气道；两个端部设置的控制片含定片、动片，其上各设置按热机六程序要求的多工作循序依序排列的动片(a，b，c，e，f，g)六个圆孔或点以及定片上相应位置的(0)一至三个圆孔，定片与动片的孔点布置可互换。

进一步地，所述的热机六程序，即汲气负压—进燃气—压缩—燃烧—做功—排气，发动机的控制是通过进排气控制各自的组成。当主轴带动动片转动，动片与定片之间的点孔产生周期性的启与闭；如动片(a)点与定片(b)点连接，形成ab工作程序，而动片的其他点孔位置经过定片(b)点则不发生作用，由此进行以涡叶片数对应多工作区进行工作循环，有ef负压—fg进气—ga压缩—ab燃烧—bc膨胀做功—ce排气—ef负压汲气，实施热机六程序工作程序。

进一步地，所述的直流发电机装置(D)，包括(B)机旋转筒体，含电枢绕组旋转筒体外周装置的电枢绕组，电机磁场源，沿外周设置的抱箍式离合器及其附属直流发电机装置；工作时合上抱箍式离合器置于旋转筒体(B)机外周的电枢绕组成为定子，转子的动力源依籍旋转筒体(B)机内热膨胀气流对反向三维涡旋叶道的驱动做功。

本发明对比现有技术，有如下的有益效果：本发明具有高热效，大容量，大功率，超高音速的发动机，发动机与直流发电动力一体化，氢燃料可以连续加注等。

附图说明：

图1是本发明的总装示意图。

图2是本发明的压缩筒体示意图。

图3是本发明的旋转筒体示意图。

图4是本发明的燃烧室示意图。

图5是本发明的工作流程图。

图6是本发明的“热机六程序”热效率示意图。

图7是本发明的“六程序控制”控制片工作示意图。

图8是本发明的“直流发电机”装置示意图。

其中标号：1、螺旋桨(或其他装置)，2、氢辅料(氧化剂或其他燃油)进口，3、进气动片，4、进气动片，5、前控制片密封圈，6、电子点火器，7、排气定片，8、排气动片，9、后控制片密封圈，10、电控制线连接道，11、抱箍式离合器，12、转动支架，13、电枢绕组(转子)，14、电极磁铁(定子)，15、直流电机外壳，16、发动总外壳，17、风冷却排气，18、热膨胀气流冲压喷口，19、热膨胀旋转气流叶道，20、旋转筒体(B)，21、反向弧形涡旋叶片，22、反三维涡旋叶道，23、直流发电机(D)，24、主轴，25、进氢燃料管道，26、电控制进氢燃料口，27、风冷却涵道，28、燃烧室(C)，29、压缩筒体(A)，30、正向弧形涡旋叶片，31、正向三维涡旋叶道，32、燃烧室(C)球壳，33、旋转筒体(B)外壳，34、压缩筒体(A)，35、进氢燃料管道。

注：(1)弧形涡旋叶片(道)简称涡叶(道)。(2)构件均为环向均匀布置，以轴对称方式制图，方便示意。

具体实施方式：

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步描述：

图1是本发明的总装示意图。一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机，包括：压缩筒体(A)29，旋转筒体(B)20，燃烧室(C)28，直流发电机23，主轴24，旋转筒体(B)外壳33，通过一根主轴24串接连成一个整体，使发动机持续I工作。

图2是本发明的压缩筒体示意图。包括：压缩筒体(A)29及外壳，正向弧形涡旋叶片，正向三维涡旋叶道31，氢辅料(氧化剂或其他燃油)进口2。压缩筒体(A)29内，由多条(至少一条)连续的长条形正向弧形涡旋叶片30，沿轴向周期性环绕与主轴24，组成多条正向三维涡旋叶道31；其中，正向正向螺旋叶片环向半径自大而小，叶道(空间)自大而小，螺矩自小而大，叶片弧度(与水平轴的倾角)由垂直到水平成形；(A)机体的弧形正向螺旋叶片的弧形曲率中心指向气流前方燃烧室中心的，称为正向三维涡旋叶片与正向三维涡旋叶道。

进一步地，所述的压缩筒体(A)29及正向弧形涡旋叶片30，正向三维涡旋叶道31，在主轴24带动下，对气流实施连续的长距离加速度的加压，由旋转态有序地转为轴向态，提高气体的质量密度，进入燃烧器(C)28。

图3是本发明的旋转筒体示意图。包括：旋转筒体(B)20及旋转筒体(B)外壳33，反向弧形涡旋叶片21，反向三维涡旋叶道22，热膨胀气流冲压喷口18。旋转筒体内壁与多条(至少一条)反向弧形涡旋叶片21，沿轴向周期性环绕，组成反向多条三维涡旋叶道；其中，(B)机体的弧形三维涡旋叶片曲率中心指向气流后方燃烧室，为反向弧形涡旋叶片与反向三维涡旋叶道。

进一步地，所述的旋转筒体20及反向弧形涡旋叶片21，反三维涡旋叶道22，热膨胀轴向气流对反向弧形涡旋叶片21实施连续的长距离加速度的冲压。其中有一部分气流在中央空域区直接产生轴向态冲压，另一部分气流在反三维涡旋叶道22内，由轴向态有序地转为旋转态，提高气体的旋转力，除此外反三维涡旋叶道22内还具有貯存，释放气流以平稳调节冲(压)旋(转)能力，又可称为涡叶发动机，以示与涡轮／涡扇发动机的区别。

图4是本发明的燃烧室示意图。包括由二个半圆球形成燃烧室(C)球壳32，与贯穿的主轴24，前端的进气控制片(或球壳留孔另行拼装)(3，4，5)，后端的排气控制片(或球壳留孔另行拼装)(7，8，9)，进氢燃料管道25，电控制进氢燃料口26，电控制线连接道10，电子点火器6，动片与主轴连接或与旋转筒体连接进行同步旋转，定片与球壳32连接。定片与动片外周有留有相对旋转的空隙密合封圈(5，9)；其中，圆球形中部有贯穿的主轴24，球壳32的最大半径接合处均匀分布多个点火喷头和多个氢燃料进气道；球壳32的两个端部各设置的定片、动片组成控制装置，有多个均分排列以单位工作循环为序的(a，b，c，e，f，g)六个圆孔或点。

进一步地，所述的热机六程序，即汲气负压—进燃气—压缩—燃烧—做功—排气，发动机的控制是通过进气控制片(3，4，5)排气控制片(7，8，9)各自的组成，其中定片与动片各有符合周期性程序工作要求环向布置的固定位置的a，b，c，e，f，g点孔；当主轴带动动片转动，动片与定片之间的点孔产生周期性的启与闭，实施热机工作程序；如动片(a)点与定片的(b)点连接，形成ab工作程序，动片的其他点孔位置经过(b)点则不发生作用，涡叶片数对应多工作区进行工作循环。控制片中排气点孔直径大于进气点孔。

图5是本发明的工作流程图。本发动机工作流程为：负压(ef)—进气(fg)—压缩(ga)—燃烧(ab)—膨胀做功(bc)—排气(ce)—ef负压汲气(ef)。

氢辅料(氧化剂或其他燃油)由进口管道2进入正向三维涡旋叶道31，在叶道内逐渐加压提高压缩比，由“进气控制片(动片3、定片4)”进入燃烧室28(此前燃烧室处于负压状态)，氢辅料(氧化剂或其他燃油)立即膨胀充满燃烧室28，同步由另一条进氢燃料管道25，及电控制进氢燃料口26，从燃烧室28的中部多头均匀进入，达到燃气(氢、氧)充分混合，在电控制线连接道10，电子点火器6作用下，充分燃烧化学反应，产生强大的膨胀气流，膨胀气流通过“排气控制片(动片8、定片7)”进入旋转筒体(B)，由于反向涡旋叶片与筒壁组成中空的反向三维涡旋叶道22，此时膨胀气体分为两股，一股在涡旋叶道轴心中空部分由热膨胀气流冲压喷口18，直接产生冲压动力源；另一股沿反向叶道驱动叶道22热膨胀旋转气流叶道19旋转，产生动力源，驱动“旋转筒体(B)—主轴—带动的筒体(A)—(A)机前端的引擎—旋转筒体(B)外周连接的直流发电机的转子”同步旋转，由此持续地、循环地作功。

图6是本发明的“热机六程序”热效率示意图。传统的发动机通常有“进气、压缩、燃烧、做功”四个程序，这时燃烧室的工作环境处于“常温常压(即P₀V₀／T₀)—高温高压(即P_mV_m／T_m)”热机的热效率能C=P_mV_m／T_m—P₀V₀／T₀的差值。为了提高发动机热效率，若加大P_mV_m／T_m的方式受到了限制，当前已达到了极限状态。于是出现了另一条思路，通过热机气缸燃烧前的超低温、超低压(负压)(即P_cV_e／T_e)方式来提高热效率值，有C=P_mV_m／T_m-P_eV_e／T_e)。其中：分别为：

C=C₁+C₂=(P_mV_m／T_m-P₀V₀／T₀)+(P₀V₀／T₀-P_eV_e／T_e)。

当前流行的方法是冷却(制造超低温值)，有(涵道)空气冷却、氮冷却(以上属外泠却)，氢冷却(以上有分别属外泠却及内泠却)。本发明提出热机六程序工作制，即“汲气(负压)—进(燃)气—压缩—燃烧—做功—排气”，多了个汲气(负压)(绝缘作用)与(主动)排气，二个工作程序，制造了完整的(P_eV_e／T_e)内冷、负压工作环境，确保超低温，超低压为热机前端工作条件，提高了热机工作效率(含减少燃烧室器壁的温差变化)，也创造了周边材料工作的良好环境。其中：负压、排气二个工作程序源自于旋转筒体(B)反向涡叶做功后的惯性作用，继续旋转，对燃烧器内的空气(气体)进行抽空作用，从主动排气到汲气负压，制造发动机进气前的低温(绝缘)、负压工作环境。

图7是本发明的“六程序控制”控制片工作示意图。发动机的控制是通过进气控制片(3.4)及排气控制片(7，8)各自的组成。其中进排气动片(3，8)各设置有符合周期性程序工作要求环向布置的固定位置的点孔(a，b，c，e，f，g)及进排气定片(4，7)设置有符合周期性程序工作要求环向布置的固定位置的点孔(O)。当主轴24带动进排气动片(3，8)与进排气定片(4，7)之间的点孔产生周期性的“启，闭”。“六程序控制”控制片，进排气动片依序排列(g，a，b，c，f，e)点孔；进排气动片依序，(O)，其中：(1)排气点孔(O)直径大于进气点孔。(2)b--c间有金属导线连接以电子点火。

“六程序控制”控制片工作流程中：

(ge)、有进气动片点(g)与进气定片点(O)，实施“启”；(进气)

排气动片点(g)与排气定片点(O)，实施“闭”；

(ga)、有进气动片点(a)与进气定片点(O)，实施“闭”；(压缩)

排气动片点(a)与排气定片点(O)，实施“闭”；

(ba)、有进气动片点(b)与进气定片点(O)，实施“闭”；(点火燃烧)

排气动片点(b)与排气定片点(O)，实施“闭”；

(cb)、有进气动片点(c)与进气定片点(O)，实施“闭”

排气动片点(c)与排气定片点(O)，实施“启”；(做功)

(fc)、有进气动片点(f)与进气定片点(O)，实施“闭”；

排气动片点(f)与排气定片点(O)，实施“启”；(排气)

(ef)、有进气动片点(e)与进气定片点(O)，实施“闭”；

排气动片点(e)与排气定片点(O)，实施“启”；(汲气负压)

其中，(做功)支撑发动机的(压缩)(排气)(汲气负压)(发电)工作。旋转筒体(B)外壳具有较大质量数值以支持旋转惯性。

进一步地，所述的高速气流下如何最大地保持轴向气流以提高叶片的工作效率，是当前旋转机械(如喷泵等)的难题。本发明的发动机也存在旋转控制片所设的点孔，在高速旋转下的定片与动片的“启，闭”时间很短，为保持高压轴向气流下能有最大的通过量，关键点是正反向涡旋叶片的形状构造起决定作用，鉴于正反向三维涡旋叶道符合流体力学原理，使流体在叶道内实施轴向态-旋转态之间无阻碍的有序流动，以发挥气流最大的工作效率。其中：

(1)正向弧形涡旋叶片30，沿轴向周期性环绕中，叶片环向半径自大而小，叶道(空间)自大而小，螺矩自小而大，叶片弧度(与水平轴的倾角)成形，由垂直到水平。力学特征：径向力是中心大边界小，轴向力自小而大的压力，气流由旋转态(燃料口切向进入)自洽有序地转成轴向态，确保流体(垂直孔洞)经过进入控制片。

(2)反向弧形涡旋叶片21，沿轴向周期性环绕中，叶片环向半径自小而大，叶道(空间)自小而大，螺距自大而小，叶片弧度(与水平轴的倾角)成形由水平到垂直。力学特征：径向力是中心小边界大，轴向力自大而小；热膨胀气流在旋转筒体(B)机内一部分气流直接在筒体轴心中空部分进行冲压；另一部分热膨胀气流被引入反向涡旋叶道22，热膨胀气流由轴向态转为旋转态推动反向弧形涡旋叶片21旋转最大限度地发挥做功。旋转的叶道带动旋转筒体(B)20——主轴24——带动筒体(A)29实施压缩——旋转筒体(B)本身的旋转带动直流发电机(D)23转子。

图8是本发明的“直流发电机装置”示意图。所述的直流发电机装置(D)23，包括机旋转筒体(B)20，外壳33，电枢绕组13，磁场源，抱箍式离合器11，其特征在于电枢绕组13，磁场源，环抱设置于旋转筒体(B)外壳33及支架12上，工作时合上抱箍式离合器11，电枢绕组13成为转子，磁场源成为电极磁铁(定子)14，依籍旋转筒体(B)机的带动旋转进行发电。

本发明的对比现有技术的优点：

1、目前，国内外对涡轮／涡扇以及正在研制的涡叶(含三维涡旋叶道)构造，主要依靠涡叶／涡轮／涡扇参数进行排列组合，很难取得有效成果，必须依赖数学模型。发明人创建性地发现“圆对数”这一种新数学分析方法，合理地处理了“大维膜问题(高幂多元随机拓朴动力三维空间矩阵)”，建立了流体力学(三维涡旋力)的数学模型，能以最小的代价制成正反向涡叶(叶道)，突破性地解决新型发动机涡叶制造的关键性难题，确保发动机气流的最大工作效率。其中合理的连续涡叶比涡轮／涡扇构造，更能避免了超高速旋转附生的湍流现象，使气流在涡叶内比现有涡轮／涡扇(叶道)内具有最大的有效工作面积。

2、氢动力发动机的燃料为液氢，氢燃料辅助材料(液氧)，鉴于液(固，气)氢与液氧(固，气)不能混合同时进入燃烧室，现有技术不能长期连续加注氢燃料。本发明提出二条回路的燃料专输道，分别输送液氢、液氧，解决了可长期连续加注燃料，(也适用在输送燃料油及液氢冷却)，通过氢冷却加上负压低温形成低温发动机。

3、直流发电机早在二战时就已问世，它的不足在于只在高速飞行时才开始工作，因此机上还需配备一台其他类型的引擎。本发明提出在旋转筒体外壳上装置电驱绕组，成为大口径的电机转子，在同样转速的条件下，大口径的绕组具有较高的线(磁切割)速度提前发电，又可(通过操控离合器)在不发电条件下直接进行发动机工作，省去或减少专用发电设备，以供启动或应急使用。

4、研制超高音速飞机面临的一大难题，就是材料问题，当飞机以6至8马赫的速度飞行，对发动机的工作频率必然很高，加上发动机的燃烧室内急剧地加热、降温。如据媒体介绍的英国的“氮冷却”(包括其他传统的发动机的外冷却)采用外冷却方式，透过燃烧室侧壁冷却，对材料品质、制作很苛求。本发明比传统发动机多了“排气、汲气”二个工作程序，可以在燃烧器内部实施主动快速排气、汲气产生低温负压，使燃烧室于燃烧前内的空气处于低密度、低温负压绝缘空气状态；使燃烧室内高低温的急剧变化对周围影响远小于外冷却式，对材料要求相对不苛求，这是从改进发动机工作程序来解决材料制作的难题，目前国内外资料尚无发动机“内冷低温-真空负压”的资料。

5、发动机的多功能使用问题，本发明不仅仅是合理地解决“机电一体化”和“冲压-旋转”一体化问题，还可在制造旋转筒体(B的反向涡叶及反向三维涡旋叶道的宽度，大小的变化，调节“冲／旋-比”，改变飞行速度。又因发动机为独立的长筒形部件，可另行单独安装供飞机垂直起降。

6、当“冲(压)”为零时，成为纯旋转机械，主轴前后部分都可直接带动连接件(如：汽车的离合器、船泊的水下推进器、螺旋浆，发电机的转子，燃汽轮机，水轮机等旋转机械)，以及广泛地适用于以“涡叶(三维涡旋叶道)”为主体的转动件的机械。

7、采用连续的周期性环绕涡叶，具有比涡轮／涡扇产生较长的连续的作用时间、空问、距离。其中：

(a)能产生较大的作用力(加速度)，有利于提高工效。

(b)叶片与流体摩擦小(符合流体力学原理)，涡叶叶片无冲击气流现象，有效克服湍流。

(c)对燃料品质要求相村较松，可适应较宽的燃料使用范围，(从液态到固体颗料及混合燃料皆可使用)。

8、燃烧室构造简单，二个半圆球的拼合气缸，内部除了一个主轴外有较大的可容，又能均匀分布燃料的燃烧空间。由主轴直接驱动的“六程序控制”装置，突破了现有活塞式发动机简接驱动的“四程序控制”装置，便于实施“负压低温”发动机。

9、发动机构造及工作合理，使发动机长寿、安全、环保、大容量、大功率的发动机。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机，其特征在于，它包括：

压缩筒体，旋转筒体，正反向弧形涡旋叶片及三维涡旋叶道，燃烧室，直流发电机，热机六程序控制片，主轴；压缩筒体、燃烧室、旋转筒体、发电机依序通过一根主轴串接联动工作。

2.如权利要求1所述的一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机，其特征在于，正向弧形涡旋叶片由至少一条连续的长条形弧形螺旋叶片在压缩筒体内，沿轴向周期性环绕于主轴，组成至少一条正向三维涡旋叶道；反向弧形涡旋叶片由至少一条连续的长条形弧形螺旋叶片在旋转筒体内，沿轴向周期性环绕于主轴，组成至少一条反向三维涡旋叶道；这种连续的长条正反向组成的涡叶称双向涡叶，叶道成为双向涡道，有别于具有非连续的短条形叶片的涡轮。

3.如权利要求1所述的一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机，其特征在于，所述的燃烧室，包括由二个半圆球形成球壳，与贯穿的主轴，定片分别固定于燃烧室球壳两端的纵轴向留孔处，该定片含1-3个圆孔，及动片与贯穿的主轴接合，该动片含六个圆孔或点，所述定片与动片外周留有相对旋转的空隙密合封圈，燃烧室还包括电控燃烧器点火装置和电控氢燃料进气控制装置。

4.如权利要求1所述的一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机，所述的热机六程序，其特征在于，发动机工作程序的控制是通过燃烧室进气端控制含1-3个圆孔的定片、出气端控制含六个圆孔或点的动片，上述圆孔或点在定片动片相对旋转中组成周期性的启与闭，由此形成负压-进气-压缩-燃烧-膨胀做功-排气-负压汲气形成的热机工作六程序；排气孔直径大于进气孔点直径。

5.如权利要求1所述的一种双向涡叶内冷负压航空氢动力发动机，其特征在于，所述的直流发电机，包括机旋转筒体，含电枢绕组旋转筒体外周装置的电枢绕组，电机磁场源，沿外周设置的抱箍式离合器及其附属直流发电机装置；工作时合上抱箍式离合器置于旋转筒体机外周的电枢绕组成为定子，转子的动力源依籍旋转筒体机内热膨胀气流对反向三维涡旋叶道的驱动做功。