動能發動機的製作方法

2023-06-04 19:29:56 1

本發明屬於動力機械工程領域。

技術背景

現有活塞往復式發動機性能雖有很大提高，但仍存在活塞、連杆離心衝量損耗較大，活塞或十字頭側壓損耗較大，功重比較小等結構性缺陷。

技術實現要素：

本發明提供的動能發動機能顯著減輕上述缺陷，它包括有通用動能發動機，航空動能發動機，空天動能發動機。所述通用動能發動機只是對現有活塞往復式發動機的氣缸體和動力轉換機構進行了改造，仍保留有啟動系統，配氣系統，燃料系統，潤滑系統，冷卻系統，電控系統。其氣缸體包括有：分別同軸對置的四隻氣缸和活塞，相互聯鎖的兩根活塞齒杆，兩對同軸對置氣缸之間的空間被封閉成進氣增壓室，該進氣增壓室壁上有進氣風輪；它在動力轉換機構的活塞和連杆之間增加有活塞齒杆和擺轉齒輪，該擺轉齒輪為定軸齒輪，它往復一次，曲軸旋轉二周。顯然，活塞齒杆能成倍提高氣缸長徑比，多氣缸共一曲柄，可以顯著提高發動機功重比；對置氣缸能吸收活塞、活塞齒杆、擺轉齒輪的慣性動能；活塞齒杆、擺轉齒輪副傳動可以減小側壓摩損；隨同擺轉齒輪作圓弧運動的連杆與曲柄同向運動，能顯著減小連杆離心衝量損耗；連杆與曲柄同向運動和曲軸的倍速運動使活塞運動速度明顯均勻化，從而使氣缸燃燒峰值扁平化，減少熱傳導損耗。

所述航空動能發動機對現有活塞往復式發動機的氣缸體和動力轉換機構進行了改造，仍保留有啟動系統，配氣系統，燃料系統，潤滑系統，冷卻系統，電控系統，增加有涵道風扇機構和尾噴管。它將多副前述對聯氣缸體集束成筒體，並在筒體後部各對聯氣缸體兩氣缸之間的巷道中增加有加力燃燒室，筒體前部有花瓣錐，後部有尾噴管，筒體中腔為亞燃衝壓燃燒室；它在活塞和連杆之間增加有活塞齒杆和擺轉齒輪，該擺轉齒輪為定軸齒輪，它往復一次，所連曲軸旋轉二周；它在燃料系統中增加有加力燃料子系統和亞燃衝壓燃料子系統。所述涵道內筒壁上有對聯氣缸體進氣口和加力燃燒室有蓋進氣門，外筒壁上有涵道前艙門和後艙門，涵道風扇與曲軸之間的傳動機構有離合器。該發動機具有涵道風扇推力，扇壓噴氣推力，亞燃衝壓推力三種運行模態，以適用不同的飛行速度。

所述空天動能發動機對現有活塞往復式發動機的氣缸體和動力轉換機構進行了改造，仍保留有啟動系統，配氣系統，燃料系統，潤滑系統，冷卻系統，電控系統，增加有涵道風扇機構和尾噴管。它將多副前述對聯氣缸體集束成筒體，筒體後部有尾噴管，筒體中腔為超燃衝壓燃燒室；它在活塞和連杆之間增加有活塞齒杆和擺轉齒輪，該擺轉齒輪為定軸齒輪，它往復一次，所連曲軸旋轉二周；它在燃料系統中增加有低壓火箭燃料子系統和超燃衝壓燃料子系統；它將配氣系統中的對聯氣缸體後置氣缸排氣機構改為閘式排氣機構。所述閘式排氣機構包括有與氣缸底口固接的閘匣，在閘匣中往復運動的閘門，控制閘門運動的凸輪，驅動凸輪轉動與曲軸連接的傳動機構，與閘匣固接的噴嘴。所述涵道內筒壁上有對聯氣缸體進氣口和筒體後置氣缸有蓋進氣門，外筒壁上有涵道前艙門和中艙門，該發動機具有涵道風扇推力，塞壓噴氣推力，亞燃衝壓推力，超燃衝壓推力，塞壓火箭推力五種運行模態，以適用不同的飛行速度和高度。

附圖說明

圖1為通用動能發動機示意圖。

圖中：101-排氣缸蓋，102-氣門拉杆，103-對聯氣缸體，104-增壓風輪，105-進氣口，106-進氣滑蓋，107-連杆，108-擺轉齒輪，109-活塞齒杆，110-進氣滑蓋鉤，111-軸瓦。

圖2為航空動能發動機示意圖。

圖中：201-花瓣錐，202-涵道前艙門，203-對聯氣缸體，204-風扇，205-涵道後艙門，206-擺轉齒輪，207-加力燃燒室進氣門，208-加力燃燒室。

圖3為空天動能發動機示意圖。

圖中：301-涵道前艙門，302-對聯氣缸體，303-超燃燃燒室，304-涵道中艙門，305-有蓋進氣門，306-風扇，307-閘式排氣機構，308-噴嘴，309-尾噴管，310-閘門，311-凸輪，312-彈墊，313-閘匣。

具體實施方式

1.四缸二衝程通用動能發動機實施例，如圖1所示，啟動系統驅動曲軸旋轉，增壓風輪104泵氣使氣室壓力遠高於氣缸燃後壓力，在保障氣缸能充分換氣後供油混合。氣門拉杆102在排氣缸蓋101中的彈簧作用下，進氣滑蓋106長時關閉，短時開放進氣口105，曲軸經連杆107、擺轉齒輪108、活塞齒杆109使活塞在氣缸中往復上、下運動。當活塞下行壓住進氣滑蓋鉤110後，進一步下行，氣門拉杆102壓開排氣門，氣缸中的燃後氣體在膨脹壓力下被排出，當活塞繼續下行，打開進氣口105時，氣室中高於氣缸壓力的混合氣體衝入氣缸掃出殘餘燃後氣體。活塞上行關閉進氣口105和排氣門後繼續上行，氣缸中混合氣被壓縮燃燒，發動機開始自主運行。

2.十二缸二衝程航空動能發動機實施例，如圖2所示，分離曲軸與風扇204之間傳動機構的離合器，啟動系統驅動曲軸旋轉，發動機著火運行達設定值後，合上曲軸與風扇204之間傳動機構的離合器，風扇204旋轉產生推力，發動機開始涵道風扇推力模態運行。要跨聲速進入超聲速飛行時，打開加力燃燒室進氣門207，支起涵道後艙門205將氣流導入加力燃燒室208與燃料混合燃燒，發動機進入扇壓噴氣推力模態運行。飛行速度達到亞燃衝壓啟動速度時，可張開花瓣錐，支起涵道前艙門將來流全部導入亞燃衝壓燃燒室，燃料亞燃子系統供油與空氣混合燃燒，對聯氣缸體和加力燃燒室同步停止供油，使發動機進入亞燃衝壓推力模態運行。如在涵道風扇推力模態下，打開增設的涵道上、下外艙門及噴口，關閉涵道前、後艙門202、205，可以實現飛機垂直起降、懸停、倒飛。

3.十陸缸二衝程空天動能發動機實施例，入圖3所示，分離曲軸與風扇306之間傳動機構的離合器，啟動系統驅動曲軸旋轉，發動機著火運行達設定值後，合上曲軸與風扇306之間傳動機構的離合器，風扇306旋轉產生推力，發動機開始涵道風扇推力模態運行。要跨聲速進入超聲速飛行時，暫停發動機運行，分離曲軸與凸輪311傳動機構之間的離合器，將曲軸與凸輪311之間的轉角相位移到塞壓噴氣推力模態，閘門310開啟角由活塞下行120度左右移到上行170度左右，重新啟動發動機，對聯氣缸體後置氣缸進入塞壓噴氣推力模態運行。飛行速度達到亞燃衝壓啟動速度時，暫停供油，分離曲軸與風扇傳動機構之間的離合器，將曲軸與凸輪311之間的轉角相位移到涵道風扇推力模態，閘門310開啟角恢復到活塞下行120度左右，將活塞鎖定在上、下止點，打開活塞在下止點的亞燃後置氣缸有蓋進氣門305，關閉其對聯氣缸體氣室進氣口，支起涵道中艙門304將來流導入活塞在下止點的亞燃後置氣缸，並對其進行燃料亞燃子系統供油，發動機進入亞燃衝壓推力模態運行。飛行速度達到超燃衝壓啟動速度時，支起涵道前艙門301，將來流全部導入超燃衝壓燃燒室303，停止對聯氣缸體供油，燃料超燃衝壓燃料子系統同步對超燃衝壓燃燒室供油，發動機進入超燃衝壓推力模態運行。飛行高度達到火箭運行高度時，將曲軸與凸輪311之間的轉角相位移到塞壓噴氣推力模態，停止燃料超燃子系統供油，燃料低壓火箭燃料子系統向對聯氣缸體按設定要求輸送燃料和氧化劑，發動機進入塞壓火箭噴氣模態運行。