CN2620100Y - 组合涡扇冲压发动机 - Google Patents

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Abstract

本实用新型公开了一种组合涡扇冲压发动机，冲压发动机连接在涡扇发动机的后部，并围绕在气流调节管的周围，涡扇发动机喷气口与冲压发动机进气道和气流调节管进气口相连，冲压发动机进气道连接冲压发动机燃烧室，冲压发动机燃烧室连接冲压发动机喷气口，冲压发动机喷气口和气流调节管出气口与尾喷管连接，冲压发动机外侧有空气冷却层、外壳隔热层。燃油燃烧充分，油耗低，推动比高，推进效率高，航程远，低污染排放，亚音速巡航由涡扇发动机提供动力，超音速巡航由冲压发动机提供动力，六台冲压发动机可两台对称启动，也可逐台柔性启动，实现1.5倍最佳经济性超音速巡航，根据需要可做3倍超高音速巡航。

Description

组合涡扇冲压发动机
                                  技术领域
本实用新型涉及一种飞机的发动机。
                                  背景技术
目前，国内外的飞机普遍使用的涡扇发动机，是先靠前级风扇和压气机提供的气流通过燃烧室燃油燃烧，使膨胀的高温高压燃气冲动涡轮作高速旋转产生的推力，这种结构的发动机，一是受其高速旋转零件的金属材料和结构工艺限制，再提高涡轮前温度和涡轮转数幅度已不大，这些零件受到机械重量、强度和寿命的影响限制，发动机性能提高难度很大；二是靠加力产生的推力有限，燃油燃烧不充分，耗油率高，影响飞机的航程，所以涡扇发动机导致飞机只能作短时间的间歇超音速巡航，更不能作全程超音速、高超音速巡航。
                                  发明内容
本实用新型的目的是提供一种推力大、能长时间作超音速、高音速巡航的组合涡扇冲压发动机。
本实用新型的目的是这样实现的：该发动机由涡扇发动机和冲压发动机组成，冲压发动机连接在涡扇发动机的后部，并围绕在气流调节管的周围，涡扇发动机喷气口与冲压发动机进气道和气流调节管进气口相连，冲压发动机进气道连接冲压发动机燃烧室，冲压发动机燃烧室连接冲压发动机喷气口，冲压发动机喷气口和气流调节管出气口与尾喷管连接，冲压发动机外侧有空气冷却层，空气冷却层外侧为外壳隔热层。
所述的气流调节管内有气流调节板。
所述的气流调节管周围有隔板。
本实用新型的优点是：燃油燃烧充分，油耗低，推动比高，推进效率高，航程远，低污染排放，亚音速巡航由涡扇发动机提供动力推进，超音速巡航由冲压发动机提供动力推进，六台冲压发动机即可两台对称性启动，也可逐台柔性启动，实现1.5倍最佳经济性超高音速巡航，根据需要可做3倍超高音速巡航。
                                  附图说明
图1是本实用新型一个实施例的结构图。
图2是图1的A-A剖视图。
图中1.涡扇发动机、2.涡扇发动机喷气口、3.冲压发动机进气道、4.冲压发动机燃烧室、5.冲压发动机喷气口、6.气流调节管、7.气流调节管进气口、8.气流调节管出气口、9.空气冷却层、10.尾喷管、11.前气流调节板、12.后气流调节板、13.外壳隔热层、14.隔板。
                              具体实施方式
该发动机由涡扇发动机1和冲压发动机组成，冲压发动机连接在涡扇发动机1的后部，并围绕在气流调节管6的周围，涡扇发动机喷气口2与冲压发动机进气道3和气流调节管进气口7相连，冲压发动机进气道3连接冲压发动机燃烧室4，冲压发动机燃烧室4连接冲压发动机喷气口5，冲压发动机喷气口5和气流调节管出气口8与尾喷管10连接，冲压发动机外侧有空气冷却层9，空气冷却层9外侧为外壳隔热层13。气流调节管6内有前气流调节板11、后气流调节板12，气流调节管6周围有隔板14。
当飞机从地面起飞时，首先启动涡扇发动机1，涡扇发动机喷气口2喷出的气流提供给六台冲压发动机，经冲压发动机进气道3进入冲压发动机燃烧室4与喷入的燃油混合燃烧，经燃烧膨胀后的高温高压气体经冲压发动机喷气口5高速排入尾喷管10喷出，以强大气流推动飞机起飞。在发动机工作过程中，为了防止冲压发动机燃烧产生正压与前级气流相顶，导致前级熄火停车，过压气流通过气流调节管6分流经前气流调节板11、后气流调节板12排入尾喷管10，尾喷管10内压力大于气流调节排气压力时，后气流调节板12扩张开逆止气流回流作用，保持发动负压工作状态和稳定作功。
在飞机巡航飞行中，根据飞行任务要求飞机作亚音速巡航，即可关闭六台冲压发动机，由涡扇发动机1工作，飞机作1.5倍最佳经济性超音速巡航，可启动两台冲压发动机，作2倍音速巡航，可启动四台冲压发动机工作，作3倍超高音速巡航，可启动六台发动机工作。
该发动机的前级可用涡轮喷气发动机代替。

Claims (3)

1.一种组合涡扇冲压发动机，该发动机由涡扇发动机和冲压发动机组成，其特征是冲压发动机连接在涡扇发动机的后部，并围绕在气流调节管的周围，涡扇发动机喷气口与冲压发动机进气道和气流调节管进气口相连，冲压发动机进气道连接冲压发动机燃烧室，冲压发动机燃烧室连接冲压发动机喷气口，冲压发动机喷气口和气流调节管出气口与尾喷管连接，冲压发动机外侧有空气冷却层，空气冷却层外侧为外壳隔热层。
2.根据权利要求1所述的组合涡扇冲压发动机，其特征是气流调节管内有气流调节板。
3.根据权利要求1所述的组合涡扇冲压发动机，其特征是气流调节管周围有隔板。
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101708742B (zh) * 2009-03-13 2012-03-07 朱晓义 一种流体运动装置
CN102383971A (zh) * 2010-07-09 2012-03-21 靳北彪 多级热冲压发动机
CN103221674A (zh) * 2010-11-23 2013-07-24 斯奈克玛公司 涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机
CN103726952A (zh) * 2012-10-11 2014-04-16 高荣江 分流式燃气涡轮发动机
CN104863751A (zh) * 2015-03-27 2015-08-26 冯志新 环形喷气式双转子涡扇航空发动机
CN105604735A (zh) * 2016-01-27 2016-05-25 吴畏 高超音速飞行器
CN106523187A (zh) * 2015-09-14 2017-03-22 高荣江 分流式燃气涡轮发动机
CN109026439A (zh) * 2018-05-28 2018-12-18 华中科技大学 一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法
US10618623B2 (en) 2014-11-17 2020-04-14 Xiaoyi Zhu High-speed aircraft and aircraft having greater lift

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101708742B (zh) * 2009-03-13 2012-03-07 朱晓义 一种流体运动装置
CN102383971A (zh) * 2010-07-09 2012-03-21 靳北彪 多级热冲压发动机
CN103221674A (zh) * 2010-11-23 2013-07-24 斯奈克玛公司 涡轮喷气及冲压喷气的组合式发动机
US9422889B2 (en) 2010-11-23 2016-08-23 Snecma Combined turbojet and ramjet engine
CN103726952A (zh) * 2012-10-11 2014-04-16 高荣江 分流式燃气涡轮发动机
CN103726952B (zh) * 2012-10-11 2016-07-13 高荣江 分流式燃气涡轮发动机
US10618623B2 (en) 2014-11-17 2020-04-14 Xiaoyi Zhu High-speed aircraft and aircraft having greater lift
CN104863751A (zh) * 2015-03-27 2015-08-26 冯志新 环形喷气式双转子涡扇航空发动机
CN106523187A (zh) * 2015-09-14 2017-03-22 高荣江 分流式燃气涡轮发动机
CN105604735A (zh) * 2016-01-27 2016-05-25 吴畏 高超音速飞行器
CN109026439A (zh) * 2018-05-28 2018-12-18 华中科技大学 一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法
CN109026439B (zh) * 2018-05-28 2019-11-22 华中科技大学 一种基于可调风扇和亚燃冲压发动机的组合动力装置及方法

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