CN202611925U - 大推力飞行器发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种大推力飞行器发动机，包括飞行器发动机和射流泵，所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴，或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，所述射流泵与所述飞行器发动机连接，所述射流泵的射流泵流体出口设为喷气动力推进喷管，或所述射流泵的射流泵流体出口设为与喷气动力推进喷管对接连通。本实用新型大幅度提高了飞行器发动机的推力和推进效率；大幅度降低设有动力涡轮的飞行器发动机的动力涡轮工作温度。

Description

大推力飞行器发动机

技术领域

本实用新型涉及喷射推进领域，尤其涉及一种飞行器发动机。

背景技术

飞行器发动机（所谓飞行器发动机是指一切通过气体或流体喷射获得推力的发动机）由于其喷射速度往往远远大于其飞行速度而且在许多情况下，喷射速度很大，而喷射的质量流量很小，这不仅严重影响了这类发动机的效率，而且也严重影响了这类发动机的推力。为了克服这一缺点，人们发明了涡扇发动机和涡桨发动机等。但是，这类发动机需要动力涡轮对风扇等叶轮机构输出动力，这就大幅度增加了发动机的涡轮负荷，发动机的造价和技术要求会因此而大幅度提高。如果能够找到一种技术方案，通过更简洁的方式提高飞行器发动机的效率和推力，将具有划时代的意义。

实用新型内容

为了实现上述目的，本实用新型的技术方案如下：

一种大推力飞行器发动机，包括飞行器发动机和射流泵，所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴，或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，所述射流泵与所述飞行器发动机连接，所述射流泵的射流泵流体出口设为喷气动力推进喷管，或所述射流泵的射流泵流体出口设为与喷气动力推进喷管对接连通。

所述射流泵的射流泵流体出口连续喷射出的气体的质量流量与气体的喷射速度的乘积大于由所述飞行器发动机喷射通道直接进行连续喷射时所能得到的喷射气体的质量流量与喷射速度的乘积。

所述飞行器发动机设为火箭发动机、涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轮轴发动机、冲压发动机、鱼雷喷气发动机、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、水下螺旋桨发动机或导弹发动机。

所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道和燃烧室工质喷射管构成，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，所述射流泵的射流泵低压流体入口与所述燃烧室进气道连通。

所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道、压气机和燃烧室工质喷射管构成，所述压气机的压气机压缩气体出口与所述燃烧室进气道连通，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，在所述压气机和所述燃烧室之间上设压缩气体导出口，所述压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。

所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道、压气机和燃烧室工质喷射管构成，所述压气机设为多级压气机；所述压气机的压气机压缩气体出口与所述燃烧室进气道连通，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，在所述压气机的级间工质出口上设压缩气体导出口，所述压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。

所述飞行器发动机设为涡扇发动机，所述涡扇发动机的外涵道的外涵道气体出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通，或在所述涡扇发动机的风扇后的所述外涵道上设外涵道压缩气体导出口，所述外涵道压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。

所述大推力飞行器发动机设置在旋转结构体上。

所述射流泵的射流泵外管设为可拆卸式和/或可拆分式。

所述射流泵高压动力流体喷嘴在所述射流泵的射流泵外管内轴线上的位置设为可调式。

所述射流泵的射流泵外管设为直管。

在一个所述飞行器发动机上设置两个以上所述飞行器发动机喷射通道，以缩小所述飞行器发动机喷射通道的直径。

所述射流泵高压动力流体喷嘴与所述射流泵的喉口的距离大于10cm。

一种提高所述大推力飞行器发动机效率和环保性的方法，调整即将开始做功的气体工质的温度到2000K以下，调整即将开始做功的气体工质的压力到15MPa以上，使即将开始做功的气体工质的温度和压力符合类绝热关系。

本实用新型中，所谓飞行器发动机是指一切通过气体或液体喷射或通过液体流动获得推力的发动机，例如火箭发动机、冲压发动机、涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轮轴发动机、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、鱼雷喷气发动机、水下螺旋桨发动机、导弹发动机等；所谓飞行器是指由喷射推进的运动体，例如在大气层内飞行的飞行器、需要穿越大气层的航天器、在海洋中行驶的物体（如鱼雷、舰船等）。

本实用新型中，所谓液体流动是指在液体螺旋桨以及设置在液体螺旋桨外的导流管的作用下产生的液体流动；所谓的水下螺旋桨发动机是指由液体螺旋桨以及设置在液体螺旋桨外的导流管构成的能够获得推进力的机构，本实用新型中将所述水下螺旋桨发动机中的导流管设为所述飞行器发动机喷射通道。

本实用新型中，所述射流泵高压动力流体喷嘴与所述射流泵的喉口的距离大于15cm、20cm、25cm、30cm、35cm、40cm、45cm、50cm、55cm、60cm、65cm、70cm、75cm、80cm、85cm、90cm或大于100cm。

本实用新型中，在所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴的结构中，所述飞行器发动机喷射通道应与所述射流泵高压动力流体喷嘴的喷射要求相符合，并且根据喷射要求，调整所述飞行器发动机喷射通道与所述射流泵喉口的距离，必要时可以根据所述射流泵高压动力流体喷嘴的喷射要求重新设计所述飞行器发动机喷射通道，甚至可以将所述飞行器发动机喷射通道设为由多个小直径喷射管构成的喷射通道，以获得更大的推进力。

本实用新型的原理是通过将所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴，或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，所述射流泵与所述飞行器发动机连接，所述飞行器发动机喷射通道内的工质由所述射流泵高压动力流体喷嘴喷出，在所述射流泵高压动力流体喷嘴的喷射和所述射流泵的作用下，使其他流体（如大气中的空气，经风扇加压的空气、经压气机加压的空气或液体）由所述射流泵的射流泵低压流体入口向所述射流泵流体出口发生定向流动，以增加从所述射流泵流体出口喷射出的工质的质量流量，从而获得推力的增加。

本实用新型中，图17是气体工质的温度T和压力P的关系图，O-A-H所示曲线是通过状态参数为298K和0.1MPa的O点的气体工质绝热关系曲线；B点为气体工质的实际状态点，E-B-D所示曲线是通过B点的绝热关系曲线，A点和B点的压力相同；F-G所示曲线是通过2800K和10MPa（即目前内燃机中即将开始做功的气体工质的状态点）的工质绝热关系曲线。

本实用新型中，图17中的                                               

中的

是气体工质绝热指数，是气体工质的压力，

是气体工质的温度，

是常数。

本实用新型中，所谓的类绝热关系包括下列三种情况：1.气体工质的状态参数（即工质的温度和压力）点在所述工质绝热关系曲线上，即气体工质的状态参数点在图17中O-A-H所示曲线上；2.气体工质的状态参数（即工质的温度和压力）点在所述工质绝热关系曲线左侧，即气体工质的状态参数点在图17中O-A-H所示曲线的左侧；3.气体工质的状态参数（即工质的温度和压力）点在所述工质绝热关系曲线右侧，即气体工质的状态参数点在图17中O-A-H所示曲线的右侧，但是气体工质的温度不高于由此气体工质的压力按绝热关系计算所得温度加1000K的和、加950K的和、加900K的和、加850K的和、加800K的和、加750K的和、加700K的和、加650K的和、加600K的和、加550K的和、加500K的和、加450K的和、加400K的和、加350K的和、加300K的和、加250K的和、加200K的和、加190K的和、加180K的和、加170K的和、加160K的和、加150K的和、加140K的和、加130K的和、加120K的和、加110K的和、加100K的和、加90K的和、加80K的和、加70K的和、加60K的和、加50K的和、加40K的和、加30K的和或不高于加20K的和，即如图17所示，所述气体工质的实际状态点为B点，A点是压力与B点相同的绝热关系曲线上的点，A点和B点之间的温差应小于1000K、900K、850K、800K、750K、700K、650K、600K、550K、500K、450K、400K、350K、300K、250K、200K、190K、180K、170K、160K、150K、140K、130K、120K、110K、100K、90K、80K、70K、60K、50K、40K、30K或小于20K。

本实用新型中，所谓类绝热关系可以是上述三种情况中的任何一种，也就是指：即将开始做功的气体工质的状态参数（即气体工质的温度和压力）点在如图17所示的通过B点的绝热过程曲线E-B-D的左侧区域内。

本实用新型中，所谓的即将开始做功的气体工质是指即将膨胀做功的气体工质。

本实用新型中，将即将开始做功的气体工质的状态参数（即气体工质的温度和压力）符合类绝热关系的发动机系统（即热动力系统）定义为低熵发动机。

本实用新型中，调整所述射流泵的工作状态，使所述射流泵出口处的气体工质的温度和压力符合类绝热关系。

本实用新型中按照本实用新型的原理，经所述射流泵出口产生的质量流量大，喷射速度较低的工质，温度也较低，如果利用这种工质去推动动力涡轮，将大幅度降低所述动力涡轮的工作温度，从而降低所述动力涡轮的材料和加工成本，同时也因此可以大幅度提高所述动力涡轮的转速，从而提高与其连动的所述压气机的转速，达到提高所述压气机压比的目的。本实用新型中，根据这一原理，提出了相关技术方案，利用这些技术方案，可以制造出制造成本低，效率高的喷气式发动机。

为了更好地理解，为什么通过所述射流泵可以增加飞行器发动机的推力，我们首先来分析一下涡扇发动机，涡扇发动机之所以能够增加推力，是因为它虽然降低了向后喷射气体的速度，但大幅度增大了发动机向后喷射气体的质量流量，从而实现了流体喷射质量流量和流体喷射速度的乘积的增加，实现了推力的增加。从本质来讲，无论采用风扇，还是螺旋桨，还是采用其他方法，只要能够不多耗能的前提下，即通过降低向后喷射气体的速度增加发动机向后喷射气体的质量流量，最终增大流体喷射质量流量和流体喷射速度的乘积，就能够提高喷气发动机的推力和推进效率。本实用新型通过射流泵的设置，实现在不多耗能的前提下，即通过降低向后喷射气体的速度增加发动机向后喷射气体的质量流量，最终增大流体喷射质量流量和流体喷射速度的乘积，达到增大推力和推进效率的目的。

本实用新型中，不论是推动所述动力涡轮获得旋转动力，还是通过所述喷气动力推进喷管获得推力，经过所述射流泵的过程与普通掺混具有本质的不同。一般说来，掺混是将做功能力强或做功能力弱的两种工质混合，这种方式在某些情况下会损失部分做功能力。而本实用新型所公开的技术方案，通过所述射流泵的掺混，所得到的工质是处于运动状态，不但没有损失做功能力，而且更使整体做功能力提高，因为这个过程实质上是利用做功能力较强的工质对做功较弱的工质进行做功而不是简单的掺混。

本实用新型中，在所述射流泵流体出口内设有所述动力涡轮的结构中，可以将燃烧室内的温度大幅度提高，减少燃料燃烧过程中的做功能力的损失，以通过在燃烧室内的燃烧过程获得更高做功能力的工质，利用这一工质通过所述射流泵对由所述射流泵低压流体入口进入的流体做功，从而实现没有运动件的做功过程，产生温度较低、做功能力大的工质，推动所述动力涡轮形成旋转动力，最终提高发动机的效率。

本实用新型中，在设有所述压气机的结构中，所述压气机压缩气体出口的气体压力大于1MPa、1.1MPa、1.2MPa、1.3MPa、1.4MPa、1.5MPa、1.6MPa、1.7MPa、1.8MPa、1.9MPa、2MPa、2.1MPa、2.2MPa、2.3MPa、2.4MPa、2.5MPa、2.6MPa、2.7MPa、2.8MPa、2.9MPa、3MPa、3.1MPa、3.2MPa、3.3MPa、3.4MPa、3.5MPa、3.6MPa、3.7MPa、3.8MPa、3.9MPa、4MPa、4.1MPa、4.2MPa、4.3MPa、4.4MPa、4.5MPa、4.6MPa、4.7MPa、4.8MPa、4.9MPa、5MPa、5.1MPa、5.2MPa、5.3MPa、5.4MPa、5.5MPa、5.6MPa、5.7MPa、5.8MPa、5.9MPa、6MPa、6.1MPa、6.2MPa、6.3MPa、6.4MPa、6.5MPa、6.6MPa、6.7MPa、6.8MPa、6.9MPa、7MPa、7.1MPa、7.2MPa、7.3MPa、7.4MPa、7.5MPa、7.6MPa、7.7MPa、7.8MPa、7.9MPa或大于8MPa。

本实用新型中，所谓的射流泵是指通过动力流体引射非动力流体，两流体相互作用从一个出口排出的装置，所谓的射流泵可以是气体射流泵（即喷射泵），也可以是液体射流泵；所谓的射流泵可以是传统射流泵，也可以是非传统射流泵。

本实用新型中，所谓的传统射流泵是指由两个套装设置的管构成的，向内管提供高压动力流体，内管高压动力流体在外管内喷射，在内管高压动力流体喷射和外管的共同作用下使内外管之间的其他流体（从外管进入的流体）沿内管高压动力流体的喷射方向产生运动的装置；所谓射流泵的外管可以有缩扩区，外管可以设为文丘里管，内管喷嘴可以设为拉瓦尔喷管，所谓的缩扩区是指外管内截面面积发生变化的区域；所述射流泵至少有三个接口或称通道，即射流泵高压动力流体喷嘴、射流泵低压流体入口和射流泵流体出口。

本实用新型中，所谓的非传统射流泵是指由两个或两个以上相互套装设置或相互并列设置的管构成的，其中至少一个管与动力流体源连通，并且动力流体源中的动力流体的流动能够引起其他管中的流体产生定向流动的装置；所谓射流泵的管可以有缩扩区，可以设为文丘里管，管的喷嘴可以设为拉瓦尔喷管，所谓的缩扩区是指管内截面面积发生变化的区域；所述射流泵至少有三个接口或称通道，即射流泵高压动力流体喷嘴、射流泵低压流体入口和射流泵流体出口；所述射流泵可以包括多个射流泵高压动力流体喷嘴，在包括多个射流泵高压动力流体喷嘴的结构中，所述射流泵高压动力流体喷嘴可以布置在所述射流泵低压流体入口的管道中心区，也可以布置在所述射流泵低压流体入口的管道壁附近，所述射流泵高压动力流体喷嘴也可以是环绕所述射流泵低压流体入口管道壁的环形喷嘴。

本实用新型中，所述射流泵包括多级射流泵、多股射流泵和脉冲射流泵等。

本实用新型中，所述射流泵高压动力流体喷嘴可以设置在所述射流泵低压流体入口内，所述射流泵低压流体入口也可以设置在所述射流泵高压动力流体喷嘴内。

本实用新型中，在将所述动力涡轮设置在所述射流泵的射流泵流体出口内的结构中，将大幅度降低所述动力涡轮的工作温度，因此，在现有材料技术的基础上，可以大幅度提高所述动力涡轮的转速，进而可以大幅度提高所述压气机的转速，提高所述压气机的压缩比，又由于所述燃烧室产生的工质在掺混之前不与动力涡轮接触，故可以大幅度提高燃烧室的工作温度，从而大幅度提高发动机整体效率。

本实用新型中，所述冷却喷管和所述燃烧室工质喷射管可以按照实际情况进行组合排列，以满足对所述动力涡轮的冷却及传动要求。

本实用新型中，所述级间工质出口是指从多级所述压气机的某一级导出压缩气体的出口；通过从多级所述压气机的某一级导出压缩气体并使此压缩气体进入所述射流泵的所述射流泵低压流体入口的方式，调整通过所述射流泵低压流体入口处的压力满足所述射流泵高效工作的要求。

本实用新型中，在设有火箭发动机的结构中，可以大幅度提高火箭在大气层内的推力，从而可以大幅度减少携带燃料和氧化剂的量。

本实用新型中，所谓的燃烧室是指氧化剂和还原剂发生燃烧化学反应的空间，例如航空发动机燃烧室、冲压发动机燃烧室等，所谓氧化剂包括空气、氧气、含氧气体等，所谓还原剂包括碳氢化合物燃料和乙醇以及乙醇水溶液等；所谓的燃烧室进气道是指向所述燃烧室内导入氧化剂的通道，包括发动机的进气道；所谓的燃烧室工质喷射管是指从所述燃烧室导出高温高压工质的通道；所谓的喷气动力推进喷管是指为了获得反作用力的喷管；所谓的压气机是指通过叶轮旋转对气体产生压缩作用的机构，可以是单级，也可以是多级的，可以是径流式、轴流式或混合式；所谓的旋转结构体是指可以作旋转运动的并对外输出旋转动力的结构体；所谓的附加是指在系统中附加设置的意思。

本实用新型中，所谓的“射流泵高压动力流体喷嘴设为位置可调式”是指所述射流泵外管在所述射流泵高压动力流体喷嘴外沿在两者的共同轴线上的位置可调，为实现这一目的，可以通过液压机构或螺杆机构使所述射流泵外管在两者的共同轴线上发生移动，这一调整的目的是调整从所述射流泵高压动力流体喷嘴喷出的工质和从外管进入的气体之间的掺混比例。

本实用新型中，所谓的喷射通道是指一切可以喷射流体的通道，例如所述飞行器发动机喷射工质获得推力的管道。

本实用新型中，所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，应根据公知技术，调整所述飞行器发动机喷射通道和所述射流泵高压动力流体喷嘴的尺寸和形状，以实现所述射流泵高效工作。

本实用新型中，所谓的管和通道是等价的，是指一切可以使流体定向流动的空间；所谓的连接是指固连或位置可调式连接；所谓的动力涡轮是指一切可以将流体流动转换成旋转动力的叶轮机构；所谓的次级射流泵是指与所述射流泵不同的射流泵。

本实用新型中，所谓的可拆卸式是指所述射流泵的射流泵外管可以通过控制机构自动拆除，例如火箭在穿越大气层后可以将所述射流泵拆除，以减少质量；所谓的可拆分式是指所述射流泵外管由两个以上部分构成，以便于安装、拆除和/或使所述射流泵处于工作状态或使所述射流泵失效。

本实用新型中，可以将所述喷气动力推进喷管设为拉瓦尔喷管。

本实用新型中，所谓火箭发动机是指液体火箭发动机和固体火箭发动机等。

本实用新型可以为一切飞行器发动机提供更大的推力，例如为涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、冲压发动机、火箭发动机、喷水推进发动机和蒸汽推进发动机提供更大的推力，从而节省燃料，在有些情况下，可以节省氧化剂；本实用新型可以为导弹提供更大的推力，增加射程；不仅如此，本实用新型还可以增加以火箭为发动机的鱼雷的推力。所谓的蒸汽推进发动机是指通过喷管喷射高温高压水蒸气获得推力的发动机。

本实用新型中，在将本实用新型中的技术方案用于增加以火箭为发动机的鱼雷的推力的结构中，采用液氢为还原剂，液氧为氧化剂，可以消除鱼雷的尾迹。

本实用新型中，应根据喷气推进领域以及喷水推进领域的公知技术，在必要的地方设必要的部件、单元或系统，例如在所述燃烧室上设燃料喷射器和点火装置。

本实用新型的有益效果如下：

1、本实用新型结构简单、制造成本低、可靠性高。

2、本实用新型大幅度提高了飞行器发动机的推力和推进效率。

3、本实用新型大幅度降低了设有动力涡轮的飞行器发动机的动力涡轮工作温度。

附图说明

图1是本实用新型实施例1的结构示意图；

图2至图5是本实用新型实施例2的结构示意图；

图6是本实用新型实施例3的结构示意图；

图7和图8是本实用新型实施例4的结构示意图；

图9和图10是本实用新型实施例5的结构示意图；

图11是本实用新型实施例6的结构示意图；

图12和图13是本实用新型实施例7的结构示意图；

图14是本实用新型实施例8的结构示意图；

图15是本实用新型实施例9的结构示意图；

图16是本实用新型实施例10的结构示意图

图17是气体工质的温度T和压力P的关系图。

图中：

1燃烧室、2燃烧室进气道、3燃烧室工质喷射管、4射流泵、5喷气动力推进喷管、6压气机、8风扇、10旋转结构体、11压缩气体导出口、20外涵道、66压气机压缩气体出口、2000飞行器发动机、1000飞行器发动机喷射通道、401射流泵高压动力流体喷嘴、402射流泵低压流体入口、403射流泵流体出口、404射流泵外管、200火箭发动机、202涡扇发动机、204涡轮轴发动机、205冲压发动机、206鱼雷喷气发动机、666级间工质出口、2001外涵道气体出口、2002外涵道压缩气体导出口、409环形喷嘴。

具体实施方式

实施例1

如图1所示的大推力飞行器发动机，包括飞行器发动机2000和射流泵4，所述飞行器发动机2000的飞行器发动机喷射通道1000设为所述射流泵4的射流泵高压动力流体喷嘴401，或所述飞行器发动机2000的飞行器发动机喷射通道1000与所述射流泵4的射流泵高压动力流体喷嘴401连通，所述射流泵4与所述飞行器发动机2000连接，所述射流泵4的射流泵流体出口403设为喷气动力推进喷管5。为了提高所述大推力飞行器发动机效率和环保性，调整即将开始做功的气体工质的温度到2000K以下，调整即将开始做功的气体工质的压力到15MPa以上，使即将开始做功的气体工质的温度和压力符合类绝热关系。

具体实施时，也可以将所述射流泵4的射流泵流体出口403设为与喷气动力推进喷管5对接连通。

调整所述射流泵高压动力流体喷嘴401的几何形状和尺寸以及所述射流泵4的射流泵外管404的几何形状和尺寸，使从所述射流泵4的射流泵流体出口403连续喷射出的气体的质量流量与气体的喷射速度的乘积大于由所述飞行器发动机喷射通道1000直接进行连续喷射时所能得到的喷射气体的质量流量与喷射速度的乘积。

具体实施时，所述射流泵4的射流泵外管404还可以设为直管；在一个所述飞行器发动机2000上设置两个以上所述飞行器发动机喷射通道1000，以缩小所述飞行器发动机喷射通道1000的直径；所述射流泵高压动力流体喷嘴401与所述射流泵4的喉口的距离大于10cm、15cm、20cm、25cm、30cm、35cm、40cm、45cm、50cm、55cm、60cm、65cm、70cm、75cm、80cm、85cm、90cm或大于100cm。

实施例2

如图2至图5所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述飞行器发动机2000设为火箭发动机200（如图2所示）、冲压发动机205（如图3所示）、鱼雷喷气发动机206（如图4所示）、涡轮轴发动机204（如图5所示）、涡轮喷气发动机、涡扇发动机202、涡桨发动机、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、水下螺旋桨发动机或导弹发动机。

实施例3

如图6所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述飞行器发动机2000设为由燃烧室1、燃烧室进气道2和燃烧室工质喷射管3构成，所述燃烧室进气道2与所述燃烧室1连通，所述燃烧室1与所述燃烧室工质喷射管3连通，由所述燃烧室进气道2进入所述燃烧室1的压缩气体在所述燃烧室1内与燃料发生燃烧化学反应，由此燃烧化学反应形成的工质从所述燃烧室工质喷射管3喷出，所述射流泵4的射流泵低压流体入口402与所述燃烧室进气道2连通。

实施例4

如图7和图8所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述飞行器发动机2000设为由燃烧室1、燃烧室进气道2、压气机6和燃烧室工质喷射管3构成，所述压气机6的压气机压缩气体出口66与所述燃烧室进气道2连通，所述燃烧室进气道2与所述燃烧室1连通，所述燃烧室1与所述燃烧室工质喷射管3连通，由所述压气机6产生的压缩气体经所述燃烧室进气道2进入所述燃烧室1并在所述燃烧室1内与燃料发生燃烧化学反应，由此燃烧化学反应形成的工质从所述燃烧室工质喷射管3喷出，在所述压气机6和所述燃烧室1之间上设压缩气体导出口11，所述压缩气体导出口11与所述射流泵4的射流泵低压流体入口402连通。其中，图8中所述射流泵4的射流泵流体出口403经燃烧室与喷气动力推进喷管5对接连通。

可选择地，在所述压气机6设为多级压气机时，所述压缩气体导出口11设在所述压气机6的级间工质出口666上。

实施例5

如图9和图10所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述飞行器发动机2000设为涡扇发动机202，所述涡扇发动机202的外涵道20的外涵道气体出口2001与所述射流泵4的射流泵低压流体入口402连通（如图9所示），或在所述涡扇发动机202的风扇8后的外涵道20上设外涵道压缩气体导出口2002，所述外涵道压缩气体导出口2002与所述射流泵4的射流泵低压流体入口402连通（如图10所示）。

实施例6

如图11所示的大推力飞行器发动机，所述大推力飞行器发动机设置在旋转结构体10上构成旋转喷气动力发动机。

实施例7

如图12和图13所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述射流泵4的射流泵外管404设为可拆卸式（如图12所示）和/或可拆分式（如图13所示）。

实施例8

如图14所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述射流泵高压动力流体喷嘴401在所述射流泵4的射流泵外管404内轴线上的位置设为可调式。

实施例9

如图15所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述大推力飞行器发动机设为在水下工作。

实施例10

如图16所示的大推力飞行器发动机，其与实施例1的区别在于：所述射流泵高压动力流体喷嘴401设为环绕所述射流泵低压流体入口402的管道壁的环形喷嘴409。

显然，本实用新型不限于以上实施例，根据本领域的公知技术和本实用新型所公开的技术方案，可以推导出或联想出许多变型方案，所有这些变型方案，也应认为是本实用新型的保护范围。

Claims (13)

1.一种大推力飞行器发动机，其特征在于：包括飞行器发动机（2000）和射流泵（4），所述飞行器发动机（2000）的飞行器发动机喷射通道（1000）设为所述射流泵（4）的射流泵高压动力流体喷嘴（401），或所述飞行器发动机（2000）的飞行器发动机喷射通道（1000）与所述射流泵（4）的射流泵高压动力流体喷嘴（401）连通，所述射流泵（4）与所述飞行器发动机（2000）连接，所述射流泵（4）的射流泵流体出口（403）设为喷气动力推进喷管（5），或所述射流泵（4）的射流泵流体出口（403）设为与喷气动力推进喷管（5）对接连通。

2.如权利要求1所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述射流泵（4）的射流泵流体出口（403）连续喷射出的气体的质量流量与气体的喷射速度的乘积大于由所述飞行器发动机喷射通道（1000）直接进行连续喷射时所能得到的喷射气体的质量流量与喷射速度的乘积。

3.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述飞行器发动机（2000）设为火箭发动机（200）、涡轮喷气发动机、涡扇发动机（202）、涡桨发动机、涡轮轴发动机（204）、冲压发动机（205）、鱼雷喷气发动机（206）、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、水下螺旋桨发动机或导弹发动机。

4.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述飞行器发动机（2000）设为由燃烧室（1）、燃烧室进气道（2）和燃烧室工质喷射管（3）构成，所述燃烧室进气道（2）与所述燃烧室（1）连通，所述燃烧室（1）与所述燃烧室工质喷射管（3）连通，所述射流泵（4）的射流泵低压流体入口（402）与所述燃烧室进气道（2）连通。

5.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述飞行器发动机（2000）设为由燃烧室（1）、燃烧室进气道（2）、压气机（6）和燃烧室工质喷射管（3）构成，所述压气机（6）的压气机压缩气体出口（66）与所述燃烧室进气道（2）连通，所述燃烧室进气道（2）与所述燃烧室（1）连通，所述燃烧室（1）与所述燃烧室工质喷射管（3）连通，在所述压气机（6）和所述燃烧室（1）之间上设压缩气体导出口（11），所述压缩气体导出口（11）与所述射流泵（4）的射流泵低压流体入口（402）连通。

6.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述飞行器发动机（2000）设为由燃烧室（1）、燃烧室进气道（2）、压气机（6）和燃烧室工质喷射管（3）构成，所述压气机（6）设为多级压气机；所述压气机（6）的压气机压缩气体出口（66）与所述燃烧室进气道（2）连通，所述燃烧室进气道（2）与所述燃烧室（1）连通，所述燃烧室（1）与所述燃烧室工质喷射管（3）连通，在所述压气机（6）的级间工质出口（666）上设压缩气体导出口（11），所述压缩气体导出口（11）与所述射流泵（4）的射流泵低压流体入口（402）连通。

7.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述飞行器发动机（2000）设为涡扇发动机（202），所述涡扇发动机（202）的外涵道（20）的外涵道气体出口（2001）与所述射流泵（4）的射流泵低压流体入口（402）连通，或在所述涡扇发动机（202）的风扇（8）后的所述外涵道（20）上设外涵道压缩气体导出口（2002），所述外涵道压缩气体导出口（2002）与所述射流泵（4）的射流泵低压流体入口（402）连通。

8.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述大推力飞行器发动机设置在旋转结构体（10）上。

9.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述射流泵（4）的射流泵外管（404）设为可拆卸式和/或可拆分式。

10.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述射流泵高压动力流体喷嘴（401）在所述射流泵（4）的射流泵外管（404）内轴线上的位置设为可调式。

11.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述射流泵（4）的射流泵外管（404）设为直管。

12.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：在一个所述飞行器发动机（2000）上设置两个以上所述飞行器发动机喷射通道（1000）。

13.如权利要求1或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于：所述射流泵高压动力流体喷嘴（401）与所述射流泵（4）的喉口的距离大于10cm。

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