CN115163438A - 电磁流体与火焰旋涡混合动力装置 - Google Patents

电磁流体与火焰旋涡混合动力装置 Download PDF

Info

Publication number
CN115163438A
CN115163438A CN202210777026.1A CN202210777026A CN115163438A CN 115163438 A CN115163438 A CN 115163438A CN 202210777026 A CN202210777026 A CN 202210777026A CN 115163438 A CN115163438 A CN 115163438A
Authority
CN
China
Prior art keywords
vortex
air inlet
inlet channel
section
fuel
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210777026.1A
Other languages
English (en)
Inventor
陈晓彬
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Individual
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Priority to CN202210777026.1A priority Critical patent/CN115163438A/zh
Publication of CN115163438A publication Critical patent/CN115163438A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0081—Electromagnetic plasma thrusters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)

Abstract

本文公开了一种电磁流体与火焰旋涡混合动力装置，包括主进气道、副进气道、旋涡孔和燃料喷管。其中主进气道由电磁启动段、旋涡形成段、电磁流体过道、火焰旋涡加速段和喷气加速段组成，副进气道在主进气道的外侧，由旋涡孔连通。电磁启动段和旋涡孔上可使工作介质产生导电性，这两个区域与旋涡形成段、喷气加速段都会布置相交的电场与磁场，可使工作介质受到洛伦兹力而运动，副进气道的工作介质会从旋涡孔流向主进气道并形成旋涡，燃料喷管会在火焰旋涡加速段喷出燃料，燃料燃烧，完成加速。本发明的动力装置以电力和燃料为动力来源，并共同工作，重量小、推力大，在含氧量低的地域也能正常运作，还能降低飞行器涡流产生的负面影响。

Description

电磁流体与火焰旋涡混合动力装置
技术领域
本发明涉及一种混合动力装置，特别涉及航空、航天以及风洞加速的一种电磁流体与火焰旋涡混合动力装置.
背景技术
在现行的航空与航天发动机的重量一般都很大，想要提高推重比也是非常困难，关键是发动机里面安装了非常多的叶片；叶片在转动的同时还要承受高温高压，性能要求非常高，也导致发动机研发周期延长；在特定的地域氧气含量低，发动机也不容易点火，启动工作就比较困难.
在专利号为202110273251.7的《电磁流体旋涡动力装置》给出了相应的解决方案，利用旋涡来进行加速；但这个方案也容易导致喷出动力装置的尾流会形成旋涡，旋涡这种现象其实有两面性，停留在空中的时间过长，就会带来负面作用.例如飞行器翼尖产生的旋涡，要是后面也有飞机在飞行，就会对后面的飞机不利，很容易导致安全事故.
为了克服上述缺陷，本发明的电磁流体与火焰旋涡混合动力装置可以使用电力启动工作，利用旋涡与化学燃料进行加速，既可减小混合动力装置的重量，又能保证在氧气含量低的地域点火启动，还能减小尾流旋涡的负面影响.
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种电磁流体与火焰旋涡混合动力装置，从原理上改变混合动力装置的工作方式，内部不再安装叶片，降低了混合动力装置的重量，同时利用旋涡以及化学燃料燃烧对混合动力装置进行加速，有利于提升混合动力装置的推重比，以及降低尾流旋涡产生的负面影响.
为了实现上述目的，本发明的技术方案如下：
一种电磁流体与火焰旋涡混合动力装置，包括主进气道、副进气道、旋涡孔以及燃料喷管.所述的混合动力装置主要是以空气为工作介质，并在洛伦兹力的作用下产生相对运动，但由于空气一般是不导电的，所以要使这些工作介质导电之后才能进行正常的工作。使空气导电的方法其实有很多，例如高温使空气产生电离，又或者利用尖端产生高压使气体产生电离，都可以达到让空气导电的目的.最后就是要施加相交的电场和磁场，要是电场与磁场相互垂直，效果会更佳，在通电的作用下，被电离的空气就会受到洛伦兹力，这样就可以运动起来了。
但由于进入混合动力装置的空气，一般只能对其中的一部分进行电离，还是有很大一部分粒子会呈电中性，所以这些工作介质实际上所受到的推力要比洛伦兹力的理论计算值要低，就需要通过在混合动力装置内产生旋涡来对这些工作介质进行加速.
这些工作介质在旋涡中运动，各个粒子的运动速度一般都会比正常运动的速度要快很多，所以旋涡可以使流过混合动力装置的流量增加，这样就可以达到提高推力的目的.而且各个粒子之间的碰撞几率也会增加，带电粒子就会将它们的动量传递给呈电中性的粒子，使工作介质的整体基本上都可以达到一定的速度运动，以此达到加速的目的.
至于旋涡的形成以及控制，可以根据专利号为202110273251.7的《电磁流体旋涡动力装置》中的公式：
Figure BSA0000277176870000021
其中，Fx、Fy、Fz，px、py、pz分别为质点所受的合外力
Figure BSA0000277176870000022
和动量
Figure BSA0000277176870000023
在x、y、z轴上的分量.根据公式①进行实施。只要控制好工作介质所受到的力与动量的关系，就可以制造出旋涡.
根据公式①就可以知道，要想使工作介质维持旋涡的状态，就必须要施加力的作用，在混合动力装置之内还是很容易实现的.工作介质在形成尾流旋涡流出混合动力装置之外后，已经不再受到人为施加的力了，但它们还是可以维持旋涡的状态运动很长一段时间.主要就是由于旋涡形成之后，正在高速运动的粒子会产生离心作用，所以旋涡中心的压力会比较低，而旋涡外侧的压力则相对比较高，这样就会形成压力梯度，由旋涡外侧指向旋涡中心，这种压力梯度就可以维持旋涡很长时间的运动状态，导致旋涡长时间驻留在空中，影响到下一架飞机的安全飞行.
在飞行器的翼尖涡流中，飞行器越大所产生的涡流强度就越强.一般大型飞机两侧机翼产生的涡流可以延伸好几公里，大约需要6～8分钟的时间才会消失.如果在混合动力装置中也采用旋涡加速，那么所产生的旋涡就不可避免，而且会随着旋涡强度的增大，使得尾流旋涡在空中驻留的时间会变得更长.
在自然界中也有一种现象叫做火焰龙卷风，或者叫做火旋风.其实这也是旋涡的一种，一般在森林火灾中容易出现，高度通常达到数十米，有的甚至可以达到上百米，要是高度能达到300米的，这种旋涡的强度已经很强了，但这种旋涡的高度与上面所提到的大型飞机机翼产生的涡流长度根本就不在一个数量级，从这种特征中就可以看出两种旋涡拥有明显的区别.
其实，在火焰龙卷风的旋涡中裹挟着大量的火焰，也就相当于是高温气流，相对于旋涡外侧，温度要高很多，这样就造成了火焰龙卷风与它的外侧拥有比较大的温度差，也就形成了旋涡中心向旋涡外侧的温度梯度.由于旋涡中心温度相对比较高，外侧的气流受到高温影响之后，会向外膨胀，这就抵消了一部分压力梯度，使得火焰龙卷风维持的时间不会很长.一般来说，旋涡强度相同的两种龙卷风，火焰龙卷风要比一般的龙卷风所维持的时间要短很多，就是这种原因.
所以在所述的混合动力装置内，还要设置化学燃料可燃烧的部分，这样形成的尾流旋涡就会拥有高温，也就相当于喷出来的是火焰龙卷风，那么这些热气流就会使周围的空气膨胀，使得旋涡更快消失；同时在飞行器的机翼中易产生涡流的位置设置加热结构，就可以使周围的气流受热膨胀，这样也可以使机翼产生的涡流可维持的时间缩短，就可以更加方便后面的飞行器飞行.这个机翼上的加热结构可以采用电能加热，也可以采用化学燃料加热，只要能达到这样的目的就行.
当燃科在动力装置内进行燃烧的时候，由于在主进气道内会形成旋涡，所以这些燃料也会迅速以空气进行混合，就有利于点火燃烧.物质燃烧需要同时具备可燃物、助燃物和着火源这三要素，有些航空发动机就是无法使可燃物与助燃物进行充分的混合，所以很容易会熄火，而旋涡本身就具有让物质进行快速充分混合的作用，就可以很好解决持续燃烧的问题.
在机翼的加热结构中，如果也采用化学燃料进行加热，也能解决持续燃烧的问题，同时将这些化学燃料往飞机飞行的方向后面喷，还可以达到一定助推的效果.
所述的混合动力装置，主进气道由电磁启动段1、旋涡形成段2、电磁流体过道3、火焰旋涡加速段4和喷气加速段5组成，并且按照这种顺序在里面安置.
所述的混合动力装置，在工作的时候，工作介质会分别从主进气道以及副进气道6中流入，副进气道6中的工作介质又会通过旋涡孔7流入主进气道，并在主进气道中形成旋涡.
所述的混合动力装置，电磁启动段1与旋涡孔7的结构使工作介质产生导电性，并使电磁启动段1、旋涡形成段2、喷气加速段5与旋涡孔7所在区域产生相交的电场与磁场，可导电的工作介质，在电场与磁场的共同作用下，就会受到洛伦兹力而运动起来。
所述的混合动力装置，电磁流体过道3接近火焰旋涡加速段4的一端会缩小，防止火焰旋涡加速段4的工作介质回流.
所述的混合动力装置，燃料喷管8镶嵌在电磁流体过道3的侧边，能喷出燃料燃烧，并使混合动力装置加速.
所述的混合动力装置，在飞行器的机翼产生涡流的位置安装加热结构.
本发明的优点是：所述的混合动力装置既以电力，又以化学燃料作为动力能源，重量小、推力大，可以在含氧量较少的地域正常工作，还可以降低旋涡的负面影响.
附图说明
图1是本发明的结构A-A剖视图.
图2是本发明的结构旋涡孔单侧分布图.
图3是本发明的结构B-B剖视图.
在图中，1、电磁启动段；2、旋涡形成段；3、电磁流体过道；4、火焰旋涡加速段；5；喷气加速段；6、副进气道；7、旋涡孔；8、燃料喷管.
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明就进一步说明.以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的保护范围.
请参见图1和图2所示，本发明的电磁流体与火焰旋涡混合动力装置，由主进气道、副进气道、旋涡孔和燃料喷管四个结构组成。主进气道由电磁启动段1、旋涡形成段2、电磁流体过道3、火焰旋涡加速段4和喷气加速段5组成，并且按照这种顺序在里面安置；电磁启动段1与旋涡孔7的结构使工作介质产生导电性，并使电磁启动段1、旋涡形成段2、喷气加速段5与旋涡孔7所在区域产生相交的电场与磁场；电磁流体过道3接近火焰旋涡加速段4的一端会缩小，防止火焰旋涡加速段4的工作介质回流；燃料喷管8镶嵌在电磁流体过道3的侧边，能喷出燃料燃烧，并使混合动力装置加速.
在本实施例中，工作介质首先会被电磁启动段1和旋涡孔7中的结构施加导电性，并在电场与磁场的共同作用下受到洛伦兹力，从面形成推力流动；旋涡孔7也可以控制工作介质流动的方向，如图3所示的方向，则使工作介质会在主进气道中形成旋涡；在旋涡形成段2会使旋涡在这里初步形成，同时在洛伦兹力的推动下，使得这些介质可以进一步得到往后推，然后就进入电磁流体过道3；空间会突然缩小，而这些工作介质在已经形成旋涡的前提下，很容易就能从电磁流体过道3通过，进到火焰旋涡加速段4；在火焰旋涡加速段4只设置旋涡的形成，没有必要设置相交的电场与磁场，因为这一阶段会从燃料喷管8中喷出燃料，需要充足的时间与空气进行混合，才更加有利于燃烧，而且燃烧也会比较彻底；火焰旋涡加速段4点火加热之后，燃料的化学能得到释放，同时在旋涡的引导下，会旋转得更快，这样就可以进一步推进进入喷气加速段5；燃料进入喷气加速段5的时候，基本上已经与空气进行了充分的混合，所以也很容易燃烧起来，在这一阶段，既可以对旋涡进行强化，又可以借助洛伦兹力将工作介质快速推出混合动力装置内；喷出混合动力装置之外的工作介质温度在经过燃料燃烧之后，已经变得比较高，对周围的温度会形成温度梯度，使附近的空气受热之后膨胀，会产生一种向旋涡外侧推动的力，这样就会削弱旋涡的强度，使旋涡对该空域的影响降到更低；同样为了减弱飞行器机翼形成涡流对该空域的负面影响，也可以在飞行器机翼形成涡流的位置进行加热，这种方式可以使用电能进行加热，也可以使用化学燃料加热，都能达到削弱机翼涡流强度的目的。
本发明的电磁流体与火焰旋涡混合动力装置的其他具体实施例，为了可以适应不同的使用需求，壳体的形状大小可以做出相应的改变，电磁启动段1和旋涡孔6中是工作介质产生导电性的方法也可以进行改变；旋涡孔6的大小、形状、数量以及位置都可以做出相应的调整，燃料喷管8的大小、位置、数量等其他特征也可以做出相应的调整。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以作出若干改进和替换，这些改进和替换也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种电磁流体与火焰旋涡混合动力装置，包括主进气道、副进气道、旋涡孔和燃料喷管，其特征在于：主进气道由电磁启动段(1)、旋涡形成段(2)、电磁流体过道(3)、火焰旋涡加速段(4)和喷气加速段(5)组成；副进气道(6)分布在主进气道的两侧；主进气道与副进气道(6)由旋涡孔(7)连通；燃料喷管(8)喷出的燃料会置于火焰旋涡加速段(4)中；在飞行器的机翼产生涡流的位置安装加热结构。
2.根据权利要求1所述的混合动力装置，其特征在于：电磁启动段(1)与旋涡孔(7)的结构使工作介质产生导电性，并使电磁启动段(1)、旋涡形成段(2)、喷气加速段(5)与旋涡孔(7)所在区域产生相交的电场与磁场。
3.根据权利要求1所述的混合动力装置，其特征在于：工作介质会分别从主进气道和副进气道(6)流入；进入副进气道(6)的工作介质会通过旋涡孔(7)进入主进气道，并在主进气道中形成旋涡。
4.根据权利要求1所述的混合动力装置，其特征在于：电磁流体过道(3)接近火焰旋涡加速段(4)的一端会缩小，防止火焰旋涡加速段(4)的工作介质回流。
5.根据权利要求1所述的混合动力装置，其特征在于：燃料喷管(8)镶嵌在电磁流体过道(3)的侧边，能喷出燃料，燃料燃烧会使混合动力装置加速。
CN202210777026.1A 2022-06-20 2022-06-20 电磁流体与火焰旋涡混合动力装置 Pending CN115163438A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210777026.1A CN115163438A (zh) 2022-06-20 2022-06-20 电磁流体与火焰旋涡混合动力装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210777026.1A CN115163438A (zh) 2022-06-20 2022-06-20 电磁流体与火焰旋涡混合动力装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115163438A true CN115163438A (zh) 2022-10-11

Family

ID=83491941

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210777026.1A Pending CN115163438A (zh) 2022-06-20 2022-06-20 电磁流体与火焰旋涡混合动力装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115163438A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110541773B (zh) 宽速域冲压发动机燃烧室及其工作方法
Sforza et al. Studies on three-dimensional viscous jets.
US7415827B2 (en) Arrangement for controlling fluid jets injected into a fluid stream
CN107701312B (zh) 一种高超声速发动机
CN101975122B (zh) 带有磁流体能量旁路系统的驻定爆震发动机
Nair et al. Combustion efficiency improvement for scramjet combustor with strut based flame stabilizer using passive techniques
Fengyuan et al. Performance of wavecatcher intakes at angles of attack and sideslip
Naitoh et al. A Wide-range single engine: operated from startup to hypersonic condition
US4500052A (en) Liquid fuel prevaporization and back burning induction jet oval thrust transition tail pipe
US4667900A (en) Ram constriction vane diffuser for jet engine
Kai et al. Experimental study on plasma jet deflection and energy extraction with MHD control
WO2022183920A1 (zh) 电磁流体旋涡动力装置
CN115163438A (zh) 电磁流体与火焰旋涡混合动力装置
Tomioka et al. Performance of a rocket-ramjet combined-cycle engine model in ejector mode operation
Wang et al. Aerodynamic performance enhancement of a variable-geometry dual-mode combustor designed by the method of characteristics
Jain et al. Study on fluidic thrust vectoring techniques for application in V/STOL aircrafts
CN204877714U (zh) 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机
Wang et al. Effect of back-propagation pressure on axial flow compressor in a pulse detonation turbine engine
Nakayama et al. Full-scale firing tests of variable flow ducted rocket engines employing GAP solid fuel gas generator
Kouchi et al. Performance of a RBCC combustor operating in ramjet mode
Wang et al. Numerical investigation of skin-friction reduction in a supersonic channel
Wei et al. Experimental study on combustion mode transition in an aero-ramp based scramjet
Zhou et al. Influence of momentum ratio control mode on spray and combustion characteristics of a LOX/LCH4 pintle injector
Hawthorne Some aerodynamic problems of aircraft engines
Lei et al. Axis-symmetric mixed-compression supersonic inlet bleed via a zero-net-mass-flux co-flow jet flow control

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination