大推力飛行器發動機制造技術

本實用新型專利技術公開了一種大推力飛行器發動機，包括飛行器發動機和射流泵，所述飛行器發動機的飛行器發動機噴射通道設為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴，或所述飛行器發動機的飛行器發動機噴射通道與所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴連通，所述射流泵與所述飛行器發動機連接，所述射流泵的射流泵流體出口設為噴氣動力推進噴管，或所述射流泵的射流泵流體出口設為與噴氣動力推進噴管對接連通。本實用新型專利技術大幅度提高了飛行器發動機的推力和推進效率；大幅度降低設有動力渦輪的飛行器發動機的動力渦輪工作溫度。?（*該技術在2022年保護過期，可自由使用*）

【技術實現步驟摘要】

本技術涉及噴射推進領域，尤其涉及一種飛行器發動機。
技術介紹
飛行器發動機(所謂飛行器發動機是指一切通過氣體或流體噴射獲得推力的發動機)由于其噴射速度往往遠遠大于其飛行速度而且在許多情況下，噴射速度很大，而噴射的質量流量很小，這不僅嚴重影響了這類發動機的效率，而且也嚴重影響了這類發動機的推力。為了克服這一缺點，人們專利技術了渦扇發動機和渦槳發動機等。但是，這類發動機需要動力渦輪對風扇等葉輪機構輸出動力，這就大幅度增加了發動機的渦輪負荷，發動機的造價和技術要求會因此而大幅度提高。如果能夠找到一種技術方案，通過更簡潔的方式提高飛行器發動機的效率和推力，將具有劃時代的意義。
技術實現思路
為了實現上述目的，本技術的技術方案如下一種大推力飛行器發動機，包括飛行器發動機和射流泵，所述飛行器發動機的飛行器發動機噴射通道設為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴，或所述飛行器發動機的飛行器發動機噴射通道與所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴連通，所述射流泵與所述飛行器發動機連接，所述射流泵的射流泵流體出口設為噴氣動力推進噴管，或所述射流泵的射流泵流體出口設為與噴氣動力推進噴管對接連通。所述射流泵的射流泵流體出口連續噴射出的氣體的質量流量與氣體的噴射速度的乘積大于由所述飛行器發動機噴射通道直接進行連續噴射時所能得到的噴射氣體的質量流量與噴射速度的乘積。所述飛行器發動機設為火箭發動機、渦輪噴氣發動機、渦扇發動機、渦槳發動機、渦輪軸發動機、沖壓發動機、魚雷噴氣發動機、噴水推進發動機、蒸汽推進發動機、水下螺旋槳發動機或導彈發動機。所述飛行器發動機設為由燃燒室、燃燒室進氣道和燃燒室工質噴射管構成，所述燃燒室進氣道與所述燃燒室連通，所述燃燒室與所述燃燒室工質噴射管連通，所述射流泵的射流泵低壓流體入口與所述燃燒室進氣道連通。所述飛行器發動機設為由燃燒室、燃燒室進氣道、壓氣機和燃燒室工質噴射管構成，所述壓氣機的壓氣機壓縮氣體出口與所述燃燒室進氣道連通，所述燃燒室進氣道與所述燃燒室連通，所述燃燒室與所述燃燒室工質噴射管連通，在所述壓氣機和所述燃燒室之間上設壓縮氣體導出口，所述壓縮氣體導出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通。所述飛行器發動機設為由燃燒室、燃燒室進氣道、壓氣機和燃燒室工質噴射管構成，所述壓氣機設為多級壓氣機；所述壓氣機的壓氣機壓縮氣體出口與所述燃燒室進氣道連通，所述燃燒室進氣道與所述燃燒室連通，所述燃燒室與所述燃燒室工質噴射管連通，在所述壓氣機的級間工質出口上設壓縮氣體導出口，所述壓縮氣體導出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通。所述飛行器發動機設為渦扇發動機，所述渦扇發動機的外涵道的外涵道氣體出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通，或在所述渦扇發動機的風扇后的所述外涵道上設外涵道壓縮氣體導出口，所述外涵道壓縮氣體導出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通。所述大推力飛行器發動機設置在旋轉結構體上。所述射流泵的射流泵外管設為可拆卸式和/或可拆分式。所述射流泵高壓動力流體噴嘴在所述射流泵的射流泵外管內軸線上的位置設為可調式。 所述射流泵的射流泵外管設為直管。在一個所述飛行器發動機上設置兩個以上所述飛行器發動機噴射通道，以縮小所述飛行器發動機噴射通道的直徑。所述射流泵高壓動力流體噴嘴與所述射流泵的喉口的距離大于10cm。一種提高所述大推力飛行器發動機效率和環保性的方法，調整即將開始做功的氣體工質的溫度到2000K以下，調整即將開始做功的氣體工質的壓力到15MPa以上，使即將開始做功的氣體工質的溫度和壓力符合類絕熱關系。本技術中，所謂飛行器發動機是指一切通過氣體或液體噴射或通過液體流動獲得推力的發動機，例如火箭發動機、沖壓發動機、渦輪噴氣發動機、渦扇發動機、渦槳發動機、渦輪軸發動機、噴水推進發動機、蒸汽推進發動機、魚雷噴氣發動機、水下螺旋槳發動機、導彈發動機等；所謂飛行器是指由噴射推進的運動體，例如在大氣層內飛行的飛行器、需要穿越大氣層的航天器、在海洋中行駛的物體(如魚雷、艦船等)。本技術中，所謂液體流動是指在液體螺旋槳以及設置在液體螺旋槳外的導流管的作用下產生的液體流動；所謂的水下螺旋槳發動機是指由液體螺旋槳以及設置在液體螺旋槳外的導流管構成的能夠獲得推進力的機構，本技術中將所述水下螺旋槳發動機中的導流管設為所述飛行器發動機噴射通道。本技術中，所述射流泵高壓動力流體噴嘴與所述射流泵的喉口的距離大于I5cm、20cm、25cm、30cm、35cm、40cm、45cm、50cm、55cm、60cm、65cm、70cm、75cm、80cm、85cm、90cm 或大于 100cm。本技術中，在所述飛行器發動機的飛行器發動機噴射通道設為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴的結構中，所述飛行器發動機噴射通道應與所述射流泵高壓動力流體噴嘴的噴射要求相符合，并且根據噴射要求，調整所述飛行器發動機噴射通道與所述射流泵喉口的距離，必要時可以根據所述射流泵高壓動力流體噴嘴的噴射要求重新設計所述飛行器發動機噴射通道，甚至可以將所述飛行器發動機噴射通道設為由多個小直徑噴射管構成的噴射通道，以獲得更大的推進力。本技術的原理是通過將所述飛行器發動機的飛行器發動機噴射通道設為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴，或所述飛行器發動機的飛行器發動機噴射通道與所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴連通，所述射流泵與所述飛行器發動機連接，所述飛行器發動機噴射通道內的工質由所述射流泵高壓動力流體噴嘴噴出，在所述射流泵高壓動力流體噴嘴的噴射和所述射流泵的作用下，使其他流體(如大氣中的空氣，經風扇加壓的空氣、經壓氣機加壓的空氣或液體)由所述射流泵的射流泵低壓流體入口向所述射流泵流體出口發生定向流動，以增加從所述射流泵流體出口噴射出的工質的質量流量，從而獲得推力的增加。本技術中，圖17是氣體工質的溫度T和壓力P的關系圖，O-A-H所示曲線是通過狀態參數為298K和O. IMPa的O點的氣體工質絕熱關系曲線；B點為氣體工質的實際狀態點，E-B-D所示曲線是通過B點的絕熱關系曲線，A點和B點的壓力相同；F-G所示曲線是通過2800K和IOMPa (即目前內燃機中即將開始做功的氣體工質的狀態點)的工質絕熱關系曲線。本技術中，圖17中的ρ = 中的^是氣體工質絕熱指數，P是氣體工質的壓力，τ是氣體工質的溫度，c是常數。本技術中，所謂的類絕熱關系包括下列三種情況1.氣體工質的狀態參數(即工質的溫度和壓力)點在所述工質絕熱關系曲線上，即氣體工質的狀態參數點在圖17中O-A-H所示曲線上；2.氣體工質的狀態參數(即工質的溫度和壓力)點在所述工質絕熱關系曲線左側，即氣體工質的狀態參數點在圖17中O-A-H所示曲線的左側；3.氣體工質的狀態參數(即工質的溫度和壓力)點在所述工質絕熱關系曲線右側，即氣體工質的狀態參數點在圖17中O-A-H所示曲線的右側，但是氣體工質的溫度不高于由此氣體工質的壓力按絕熱關系計算所得溫度加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、力口450K的和、加400K的和、加350K的和、加本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種大推力飛行器發動機，其特征在于：包括飛行器發動機（2000）和射流泵（4），所述飛行器發動機（2000）的飛行器發動機噴射通道（1000）設為所述射流泵（4）的射流泵高壓動力流體噴嘴（401），或所述飛行器發動機（2000）的飛行器發動機噴射通道（1000）與所述射流泵（4）的射流泵高壓動力流體噴嘴（401）連通，所述射流泵（4）與所述飛行器發動機（2000）連接，所述射流泵（4）的射流泵流體出口（403）設為噴氣動力推進噴管（5），或所述射流泵（4）的射流泵流體出口（403）設為與噴氣動力推進噴管（5）對接連通。

【技術特征摘要】
2011.03.28 CN 201120085027.7;2011.03.29 CN 2011201.ー種大推力飛行器發動機，其特征在于包括飛行器發動機(2000)和射流泵(4)，所述飛行器發動機(2000)的飛行器發動機噴射通道(1000)設為所述射流泵(4)的射流泵高壓動カ流體噴嘴(401)，或所述飛行器發動機(2000)的飛行器發動機噴射通道(1000)與所述射流泵(4)的射流泵高壓動カ流體噴嘴(401)連通，所述射流泵(4)與所述飛行器發動機(2000)連接，所述射流泵(4)的射流泵流體出口(403)設為噴氣動カ推進噴管(5)，或所述射流泵(4)的射流泵流體出ロ(403)設為與噴氣動力推進噴管(5)對接連通。2.如權利要求I所述大推力飛行器發動機，其特征在于所述射流泵(4)的射流泵流體出ロ(403)連續噴射出的氣體的質量流量與氣體的噴射速度的乘積大于由所述飛行器發動機噴射通道(1000)直接進行連續噴射時所能得到的噴射氣體的質量流量與噴射速度的乘積。3.如權利要求I或2所述大推力飛行器發動機，其特征在于所述飛行器發動機(2000)設為火箭發動機(200)、渦輪噴氣發動機、渦扇發動機(202)、渦槳發動機、渦輪軸發動機(204)、沖壓發動機(205)、魚雷噴氣發動機(206)、噴水推進發動機、蒸汽推進發動機、水下螺旋槳發動機或導彈發動機。4.如權利要求I或2所述大推力飛行器發動機，其特征在于所述飛行器發動機(2000)設為由燃燒室(I)、燃燒室進氣道(2)和燃燒室エ質噴射管(3)構成，所述燃燒室進氣道(2)與所述燃燒室(I)連通，所述燃燒室(I)與所述燃燒室エ質噴射管(3)連通，所述射流泵(4)的射流泵低壓流體入口(402)與所述燃燒室進氣道(2)連通。5.如權利要求I或2所述大推力飛行器發動機，其特征在于所述飛行器發動機(2000)設為由燃燒室(I)、燃燒室進氣道(2)、壓氣機(6)和燃燒室エ質噴射管(3)構成，所述壓氣機(6)的壓氣機壓縮氣體出口(66)與所述燃燒室進氣道(2)連通，所述燃燒室進氣道(2)與所述燃燒室(I)連通，所述燃燒室(I)與所述燃燒室...

【專利技術屬性】
技術研發人員：靳北彪，
申請(專利權)人：摩爾動力北京技術股份有限公司，
類型：實用新型
國別省市：