高超音速渦旋增壓推進發動機的製作方法

2023-05-19 14:46:46

專利名稱：高超音速渦旋增壓推進發動機的製作方法
技術領域：
本實用新型涉及一種發動機，特別是涉及一種渦旋增壓推進發動機。
現代航空發動機主要可分為燃氣渦輪發動機和衝壓發動機兩大類。燃氣渦輪發動機可分為渦輪噴氣發動機、渦輪風扇發動機、渦輪螺旋槳發動機、渦輪軸發動機，其共同點是氣流經過壓氣機增壓，再到燃燒室燃燒，所生成的燃氣在驅動燃氣渦輪後從發動機尾部噴出，推動飛機前進。衝壓發動機分為亞音速、超音速、高超音速衝壓發動機，其共同點是氣流先經過進氣道(又名擴壓器)增壓，再到燃燒室燃燒，最後進入噴管噴出。其中亞音速衝壓發動機具有擴張形亞音速進氣道、收斂形噴管，空氣增壓比不大於1.89，M值不小於0.5。超音速衝壓發動機具有超音速增壓進氣道、收斂或收斂擴散形噴管，M值1-6。高超音速衝壓發動機M值5-16，燃料在超音速氣流中燃燒。燃氣渦輪發動機結構複雜，質量大，上限飛行速度的M數一般小於3；而衝壓發動機的上限飛行速度的M數一般小於6。當飛行速度的M數大於6時，要求燃料能在超高速度狀態下燃燒；但是由於燃燒室不可能做得很長，空氣和燃料在燃燒室的接觸時間太短，無法完全反應，導致燃燒效率隨燃燒室空氣流速的增大而急驟下降。故制約了發動機工作速度的提升。因此，現有的航空發動機在實際應用中實現其飛行速度的M數大於6有很大難度。
為了實現上述目的，本實用新型提供了一種高超音速渦旋增壓推進發動機，它包括順次連接的可調進氣道、起旋段、低壓渦旋室、渦旋增壓變直徑短管、高壓渦旋室、轉送彎管、第一渦旋燃燒室、第二渦旋燃燒室、解旋段、收斂段、擴張尾噴管，並有點火器和動力渦輪，其中，上述通道的中部有內外器壁，內外器壁之間是夾層空間，夾層空間兩端設有燃料集送環管，轉送彎管和第一渦旋燃燒室內壁開有燃料噴孔。
該發動機由起旋段、低壓渦旋室對空氣流進行起旋，再經過渦旋增壓變直徑短管進行增壓，在第一渦旋燃燒室、第二渦旋燃燒室與噴入的燃料充分反應，所生成的燃氣通過解旋段解旋，並在收斂段的最小截面處達到音速或超音速，最後燃氣從擴張尾噴管作膨脹加速至發動機後端面高速噴出。由於渦旋增壓技術在本實用新型中的採用，相比衝壓發動機而言，增大了燃燒室入流空氣的壓力和密度及其在燃燒室內的留滯時間，並使各流線上的混合氣體的反應相互促進，提高了燃料利用率，使該發動機可在M3-13範圍內連續高效工作，為高速航空航天飛行器提供推進動力。
圖2為本實用新型的俯視局部剖視圖。
圖3為本實用新型的渦旋增壓變直徑短管剖視圖。
從


圖1和圖2中我們可以看出本實用新型的整體結構。本實用新型包括順次連接的可調進氣道、起旋段、低壓渦旋室、渦旋增壓變直徑短管、高壓渦旋室、轉送彎管、第一渦旋燃燒室、第二渦旋燃燒室、解旋段、收斂段、擴張尾噴管，並有點火器和動力渦輪，其中，高速空氣由可調進氣道進入，得到初步壓縮，再流經起旋段和低壓渦旋室變為渦旋流，在經渦旋增壓變直徑短管流入高壓渦旋室後器壁附近壓力增加，再經轉送彎管流入第一、第二渦旋燃燒室，與噴入的燃料在渦旋流態下充分燃燒，所生成的燃氣通過解旋段解旋，並繼而在收斂段末端的喉部形成M不小於1的待加速氣流。最後燃氣從擴張尾噴管作膨脹加速至發動機後端面高速噴出，獲得高超音速的推動力。
上述通道中部具有內外器壁，內外器壁之間是夾層空間，夾層空間端部設有燃料集送環管，轉送彎管和燃燒室內壁開有燃料噴孔。燃料從燃料集送環管進入並在內外器壁之間的夾層裡流動，最後經燃料噴孔噴出。
另外，為保護渦輪葉片等在高溫下不被損壞，動力渦輪(15)的渦輪軸(16)為空心，所述動力渦輪(15)的圓頂板的內外壁有夾層空間，各渦輪葉片內部有孔腔，前部有眾多的微孔。冷卻劑從渦輪軸孔注入對上述葉片實行薄膜冷卻。
下面我們進行更具體的闡述。進氣道控制器(2)，調節可調進氣道(1)的進口使其具有與要求相一致的進口截面面積，高速空氣來流經可調進氣道(1)得到初步壓縮，流經起旋段(4)作進一步壓縮。壓縮後沿切向進入低壓渦旋室(21)，並在其中形成渦旋流。低壓渦旋室(21)的管徑較小，它將起旋後的渦旋空氣通過渦旋增壓變直徑短管(20)送入高壓渦旋室(22)，高壓渦旋室(22)的內壁附近氣體壓力迅速上升(至設計值)，高壓渦旋室(22)連接轉送彎管(5)，轉送彎管(5)從高壓渦旋室(22)引出高壓渦旋氣流，傳輸進入第一渦旋燃燒室(17)，並再次恢復到渦旋流狀態。
從前燃料集送環管(3)泵入的燃料，經起旋段(4)、低壓渦旋室(21)和高壓渦旋室(22)的內外壁夾層空間，到達轉送彎管(5)的內外壁夾層空間，轉送彎管(5)內壁有許多燃料噴孔(6)，燃料由該噴孔噴入轉送彎管(5)中，與轉送彎管中的氣流混合；從後燃料集送環管(10)送入的燃料，經擴張尾噴管(9)、收斂段(8)、解旋段(7)和第二渦旋燃燒室(19)的內外壁夾層空間，到達第一渦旋燃燒室(17)的內外壁夾層空間，第一渦旋燃燒室(17)內壁有很多燃料噴孔(13)，燃料由這些噴孔噴入與渦旋空氣流混合併被點火器(14)點燃後充分燃燒。
第二渦旋燃燒室(19)的管徑小於第一渦旋燃燒室(17)，充分反應的燃氣從第二燃燒室沿室壁切線方向進入解旋段(7)，在解旋段(7)末端，氣流不再以渦旋狀態流動，而在收斂段末端喉部氣流流速的M數不小於1。最後，燃氣從擴張尾噴管(9)作膨脹加速，至發動機後端面高速噴出。
另外，第二渦旋燃燒室(19)的側外端處還設有動力渦輪(15)，動力渦輪(15)的渦輪軸(16)為空心。冷卻劑從外部泵入渦輪軸(16)，經渦輪圓頂板(12)的內外壁的夾層空間輸送入各渦輪葉片的中孔內，最後從葉片前部眾多的微孔噴出，對葉片進行薄膜冷卻。
動力渦輪(15)產生的機械功率由空心渦輪軸(16)輸出，可以驅動本實用新型所需要使用的泵及發電機等，從而形成一個相對封閉的循環系統。
從動力渦輪流出的廢燃氣經渦輪廢氣排放管(11)排出。
權利要求1.一種高超音速渦旋增壓推進發動機，其特徵在於它包括順次連接的可調進氣道、起旋段、低壓渦旋室、渦旋增壓變直徑短管、高壓渦旋室、轉送彎管、第一渦旋燃燒室、第二渦旋燃燒室、解旋段、收斂段和擴張尾噴管，並有點火器；上述通道的部分具有內外器壁，內外器壁之間是夾層空間，夾層空間兩端設有燃料集送環管，轉送彎管和第一渦旋燃燒室內壁開有燃料噴孔。
2.根據權利要求1所述的高超音速渦旋增壓推進發動機，其特徵在於所述轉送彎管(5)為一中部管徑大於兩端管徑的類似紡錘形的彎管。
3.根據權利要求1所述的高超音速渦旋增壓推進發動機，其特徵在於所述渦旋增壓變直徑短管為一兩端內孔徑不等的短管，其入口孔徑小於出口孔徑，入口端與低壓渦旋室相連，出口端與高壓渦旋室相連。
專利摘要一種高超音速渦旋增壓推進發動機，它包括順次連接的可調進氣道、起旋段、低壓渦旋室、渦旋增壓變直徑短管、高壓渦旋室、轉送彎管、第一渦旋燃燒室、第二渦旋燃燒室、解旋段、收斂段、擴張尾噴管，並有點火器和動力渦輪。高速空氣來流在流經渦旋增壓變直徑短管後在外器壁附近壓強和密度大幅上升，經轉送彎管送入渦旋燃燒室，與從其內壁噴入的燃料在渦旋流狀態下混合、燃燒，因入流空氣密度大，在燃燒室內的渦旋流流跡長，逗留時間亦長，使燃燒有相應較長的時間，且各渦旋流線卷積於一個尺度不大的空間內，因此可使反應相互促進，最終使此發動機可在M3－13範圍內保持近乎完全的反應率，為高速航空航天飛行器提供推進動力。
文檔編號F02C3/00GK2526514SQ0220842
公開日2002年12月18日 申請日期2002年3月21日 優先權日2002年3月21日
發明者高恆偉 申請人:高恆偉