CN108104978B

CN108104978B - 一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机

Info

Publication number: CN108104978B
Application number: CN201710945519.0A
Authority: CN
Inventors: 邹国泉; 张英辰
Original assignee: 邹国泉; 张英辰
Current assignee: XINZHOU LIBO EQUIPMENT MANUFACTURING Co.,Ltd.
Priority date: 2017-10-12
Filing date: 2017-10-12
Publication date: 2020-06-23
Anticipated expiration: 2037-10-12
Also published as: CN108104978A

Abstract

本发明涉及一种发动机，具体为一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机。本发明的技术方案是，一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，包括整流罩，在整流罩内从前到后依次设置有离心压缩机组、增速箱、内燃机组、压缩燃烧膨胀喷管。应用此技术的亚音速飞行器航空发动机总效率可以达到75%，远超现有的最先进的35%；造价及维护费低至其30%左右。亚音速航空发动机单机功率可以达到20000kw。

Description

一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机

技术领域

本发明涉及一种发动机，具体为一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机。

背景技术

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。目前，现有的主流航空发动机都有扇叶和涡轮。我们以涡扇发动机为例，简单来说，涡扇发动机有2个同心圆涵道，由风扇、压气机、燃烧室、涡轮、喷管等5部分组成。空气从涡扇发动机的进气口流入，经过压气机压缩后，在燃烧室与煤油混合燃烧，高温高压燃气经由涡轮、喷管膨胀，最后高速从尾喷口喷出。涡扇发动机的推力一部分来自喷出燃气所产生的反作用力；另一部分是涡轮驱动风扇，风扇旋转驱动空气，经由发动机外涵道喷出的反作用力。扇叶和涡轮对材料工艺要求极高，这两点使得航空发动机造价居高不下。涡轮的耐温限制，使得航空发动机的效率无法进一步提高。

发明内容

本发明为了提高发动机工作效率，降低制造维护成本，提供了一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机。

本发明的技术方案是，一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，包括整流罩，在整流罩内从前到后依次设置有离心压缩机组、增速箱、内燃机组、压缩燃烧膨胀喷管。

本发明的工作原理是，在发动机的前部设置离心压缩机组对空气进行压缩，中部设置内燃机组用于燃烧和膨胀做功，通过增速箱带动离心压缩机组，同时自身排气喷射产生推力；在发动机尾部设置压缩燃烧膨胀喷管产生推力。适用于1.6~2倍音速以下的航空发动机，

如果航空发动机要求1.6~3.5倍音速，则在整流罩后部外侧设置有冲压燃烧膨胀喷管。

本发明技术方案的创新之处及经济效益：受高温合金材料限制，现有主流航空发动机燃烧温度很难超过1800℃。由于内燃机燃烧温度可以轻易超过2500℃，燃油效率高。气缸和喷管可以有效冷却，其本身温度不高（可以≤600℃），不需要特别的高温合金材料。应用此技术可以大大降低航空发动机的造价、运行及维护费用。

应用此技术的亚音速飞行器航空发动机总效率可以达到75%，远超现有的最先进的35%；造价及维护费低至其30%左右。亚音速航空发动机单机功率可以达到20000kw。低空飞行的小功率航空发动机总效率更高。3倍音速飞行的航空发动机总效率可以达到95%，也超过现有的最先进的85%；造价及维护费低至其20%左右。超音速航空发动机单机功率可以达到300000kw，推力超过30吨，而其外径≤1.6米。特别是超音速航空发动机在亚音速飞行时，效率比现有的涡扇航空发动机效率高一倍。其推重比与现有的涡扇航空发动机相当（或略大），外径和长度也相当。

附图说明

图1为本发明的一种结构（通用航空发动机（2倍音速以下））；

图2为本发明的第二种种结构（超音速航空发动机（1.6~3.5倍音速））；

图3为本发明的第三种结构（垂直起降航空发动机（2倍音速以下）起降或者悬停状态图）；

图4为本发明的第三种结构（垂直起降航空发动机（2倍音速以下）平飞状态图）；

图5为图3的A-A剖视图；

图6位本发明的工作原理图；

图中：1整流罩、2离心压缩机组1级叶轮、3离心压缩机组1级回流器、4离心压缩机组主轴、5离心压缩机组2级叶轮、6离心压缩机组2级回流器、7压缩燃烧膨胀喷管进气道、8离心压缩机组3级叶轮、9增速箱、10离心压缩机组3级蜗壳、11内燃机组主轴、12内燃机组、13内燃机组排气喷管、14压缩燃烧膨胀喷管燃油喷嘴、15压缩燃烧膨胀喷管火花塞、16压缩燃烧膨胀喷管、17内燃机组冷却气体喷管、18内燃机组冷却进气口、19冲压燃烧膨胀喷管燃油喷嘴、20冲压燃烧膨胀喷管火花塞、21冲压燃烧膨胀喷管、22尾部整流罩、23前部垂直喷管流道滑片阀、24尾部压缩燃烧膨胀喷管流道滑片阀、25可调转向喷口、26前部垂直喷管流道、27垂直喷管喷油嘴、28垂直喷管火花塞、29垂直喷管。

具体实施方式

如图1、6所示意，一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，包括整流罩1，在整流罩1内从前到后依次设置有离心压缩机组、增速箱9、内燃机组12、压缩燃烧膨胀喷管16。

所述的离心压缩机组包括离心压缩机组主轴4，离心压缩机组主轴4上设有离心压缩机组1级叶轮2、离心压缩机组2级叶轮5、离心压缩机组3级叶轮8，离心压缩机组1级叶轮2和离心压缩机组2级叶轮5之间为离心压缩机组1级回流器3，离心压缩机组2级叶轮5和离心压缩机组3级叶轮8之间设有离心压缩机组2级回流器6，离心压缩机组2级回流器6和压缩燃烧膨胀喷管16之间通过压缩燃烧膨胀喷管进气道7连通；

离心压缩机组由多级叶轮组成。为了减轻重量，尽量减少级数。一般2~5级。从离心压缩机组中部（最后1~2级叶轮之前）引出一股空气去压缩燃烧膨胀喷管(压力0.3~0.8MPa，流量占总流量的70~90%)。剩余空气经过全部离心压缩机组叶轮（压力0.6~2.8MPa）进入内燃机组。

内燃机组12通过内燃机组主轴11和增速箱9与离心压缩机组主轴4连接；内燃机组12前部和离心压缩机组3级蜗壳10连接，内燃机组12后部连接内燃机组排气喷管13；

内燃机组12进气管前端与位于发动机前部的离心压缩机蜗壳连接，其后端与内燃机进气门连接，采用双层保温管。

如图6所示意，内燃机组由多个气缸组成（一般采用四个）。其结构与普通活塞内燃机相似。增速箱位于离心压缩机与内燃机之间，用于协调二者之间的转速。如果采用高速内燃机（≥12000rpm），可以取消此装置。

其不同点在于：没有压缩冲程和进气冲程，进气与做功为同一冲程，只有两冲程；采用电控气门，简化气门机构，灵活调整膨胀比，控制排气温度。

为了尽量减小发动机直径（减小飞行阻力），超过4个气缸时，可以分两段布置。气缸直径太大时，由于活塞惯性太大，会限制内燃机的最高转速。

内燃机工作原理：活塞下行：进气（5~30%的行程）、喷油点火燃烧、膨胀做功；活塞上行：排气，完成一个循环。

电控气门采用油冷却（也可以采用风冷）。

曲轴上的伞齿轮与内燃机主轴上的伞齿轮啮合。主轴与曲轴的速比可以大于1，也可以小于1，即增速或减速。气缸沿圆周均匀布置。气缸轴线与发动机主轴线平行。曲轴在前，气缸在后，便于排气。

本设计不需要启动马达。启动时，储气罐内的压缩空气直接进入内燃机即可以喷油点火启动。

在压缩燃烧膨胀喷管16内设有压缩燃烧膨胀喷管燃油喷嘴14、压缩燃烧膨胀喷管火花塞15；

在整流罩1上设有内燃机组冷却进气口18，内燃机组排气喷管13外侧设有内燃机组冷却气体喷管17。

内燃机的气缸的冷却采用风冷。冷风从整流罩中部四周的小孔（或小缝）进入，从尾部环形喷口（中心为排气喷口、外围为冲压喷口）喷出，产生少量推力。

如图2所示意，在整流罩1后部，压缩燃烧膨胀喷管16外侧设有尾部整流罩22和冲压燃烧膨胀喷管21，冲压燃烧膨胀喷管21内部设有冲压燃烧膨胀喷管燃油喷嘴19、冲压燃烧膨胀喷管火花塞20。适用于1.6~3.5倍音速。

如图3、5所示意，在整流罩1内部设置有前部垂直喷管流道26，所述的前部垂直喷管流道26和压缩燃烧膨胀喷管进气道7连通，压缩燃烧膨胀喷管进气道7连通内设有前部垂直喷管流道滑片阀23、尾部压缩燃烧膨胀喷管流道滑片阀24，所述的前部垂直喷管流道26下侧连接垂直喷管29，垂直喷管29内设有垂直喷管喷油嘴27、垂直喷管火花塞28，在内燃机组排气喷管13出口端连接可调转向喷口25。

如图4所示意，可调转向喷口25调整为水平方向，以适应飞机的平飞状态图。

Claims

1.一种压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，其特征在于：包括整流罩（1），在整流罩（1）内从前到后依次设置有离心压缩机组、增速箱（9）、内燃机组（12）、压缩燃烧膨胀喷管（16）；

所述的离心压缩机组包括离心压缩机组主轴（4），离心压缩机组主轴（4）上设有离心压缩机组1级叶轮（2）、离心压缩机组2级叶轮（5）、离心压缩机组3级叶轮（8），离心压缩机组1级叶轮（2）和离心压缩机组2级叶轮（5）之间为离心压缩机组1级回流器（3），离心压缩机组2级叶轮（5）和离心压缩机组3级叶轮（8）之间设有离心压缩机组2级回流器（6），离心压缩机组2级回流器（6）和压缩燃烧膨胀喷管（16）之间通过压缩燃烧膨胀喷管进气道（7）连通。

2.根据权利要求1所述的压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，其特征在于：内燃机组（12）通过内燃机组主轴（11）和增速箱（9）与离心压缩机组主轴（4）连接；内燃机组（12）前部和离心压缩机组3级蜗壳（10）连接，内燃机组（12）后部连接内燃机组排气喷管（13）。

3.根据权利要求1所述的压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，其特征在于：在压缩燃烧膨胀喷管（16）内设有压缩燃烧膨胀喷管燃油喷嘴（14）、压缩燃烧膨胀喷管火花塞（15）。

4.根据权利要求1所述的压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，其特征在于：在整流罩（1）上设有内燃机组冷却进气口（18），内燃机组排气喷管（13）外侧设有内燃机组冷却气体喷管（17）。

5.根据权利要求1所述的压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，其特征在于：：在整流罩（1）后部，压缩燃烧膨胀喷管（16）外侧设有尾部整流罩（22）和冲压燃烧膨胀喷管（21），冲压燃烧膨胀喷管（21）内部设有冲压燃烧膨胀喷管燃油喷嘴（19）、冲压燃烧膨胀喷管火花塞（20）。

6.根据权利要求1或2或3或4或5所述的压缩机、内燃机和压燃喷管组合的航空发动机，其特征在于：在整流罩（1）内部设置有前部垂直喷管流道（26），所述的前部垂直喷管流道（26）和压缩燃烧膨胀喷管进气道（7）连通，压缩燃烧膨胀喷管进气道（7）连通内设有前部垂直喷管流道滑片阀（23）、尾部压缩燃烧膨胀喷管流道滑片阀（24），所述的前部垂直喷管流道（26）下侧连接垂直喷管（29），垂直喷管（29）内设有垂直喷管喷油嘴（27）、垂直喷管火花塞（28），在内燃机组排气喷管（13）出口端连接可调转向喷口（25）。