专利名称：高超音速涡旋增压推进发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种发动机，特别是涉及一种涡旋增压推进发动机。
现代航空发动机主要可分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机和冲压发动机三大类。燃气涡轮发动机可分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机，其共同点是气流经过压气机增压，再到燃烧室燃烧，高压燃气在驱动燃气涡轮后从尾部喷出，推动飞机前进。冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速冲压发动机，其共同点是气流先经过进气道(又名扩压器)增压，再到燃烧室燃烧，最后进入喷管喷出。其中亚音速冲压发动机具有扩张形亚音速进气道、收敛形喷管，空气增压比不大于1.89，M值不小于0.5；超音速冲压发动机具有超音速增压进气道、收敛或收敛扩散形喷管，M值1-6；高超音速冲压发动机M值5-16，燃料在超音速气流中燃烧。燃气涡轮发动机结构复杂，质量大，上限飞行速度的M数一般小于3；而冲压发动机的上限飞行速度的M数一般小于6。当飞行速度的M数大于6时，气流将以极快的速度穿过燃烧室，因此，要求燃料能在超高速度状态下燃烧，但是由于燃烧室不可能做得很长，空气和燃料在燃烧室的接触时间太短，无法完全反应，导致燃烧效率随燃烧室空气流速增大而急骤下降。燃烧不充分制约了其工作速度的提升。所以，现有的航空发动机在实际应用中实现其飞行速度的M数大于6有很大难度。
为了实现上述目的，本发明提供了一种高超音速涡旋增压推进发动机，它包括顺次连接的可调进气道、起旋装置、涡旋增压变直径短管、涡旋燃烧室、解旋装置、收敛段和扩张尾喷管；燃料从燃料集送环管注入后沿相应结构的内外器壁的夹层空间流至燃料喷孔。
该发动机采用独特的涡旋增压燃烧技术，即起旋装置对空气流进行起旋，再经过涡旋增压变直径短管进行加压进入涡旋燃烧室，涡旋空气在涡旋燃烧室内与喷入燃烧室的燃料在涡旋流动状态下混合并发生化学反应，使燃料得到充分燃烧，所生成的燃气通过解旋装置解旋，最后燃气从扩张尾喷管作膨胀加速至发动机后端面高速喷出。由于涡旋增压燃烧技术在本发明中的采用，相比前面所述冲压发动机而言，增大了气体在燃烧室中的压力，延长了气体在燃烧室的留滞时间，并使不同的涡旋流线上的气团的燃烧反应相互促进，从而有效提高了燃料与空气的反应率，在一套适合该系统的燃料和冷却系统支持下，可获得高超音速飞行的推动力，并能够在M3-13的速度范围内实现连续的高效工作。
图2是本发明的实施例1的通流图。
图3是本发明的实施例1的的涡旋增压变直径短管剖视图。
图4是本发明的实施例2的剖视图。
图5为本发明的实施例3的主视局部剖视图。
图6为本发明的实施例3的俯视局部剖视图。
首先看本发明的整体框架，包括顺次连接的可调进气道、起旋装置、涡旋增压变直径短管、涡旋燃烧室、解旋装置、收敛段和扩张尾喷管。高速空气流由可调进气道进入，得到初步压缩，再流经起旋装置变为涡旋流，经过涡旋增压变直径短管后进入涡旋燃烧室，在燃烧室内涡旋气流与喷入的燃料充分混合、燃烧，所生成的燃气通过解旋装置解旋，流至收敛段的最小截面时设计使其M值不小于1，最后燃气从扩张尾喷管作膨胀加速至发动机后端面高速喷出，获得高超音速的推进动力。
其燃料是从燃料集送环管注入在内外器壁之间的夹层里最后从燃料喷孔喷出。
下面结合实施例进行具体阐述。
再来看本实施例的燃料输送。本实施例将从燃料泵给出的燃料分送到前、后燃料集送环管(5、14)。前燃料集送环管(5)内的燃料沿内外器壁夹层空间向后流动，吸收内壁热量后从环布的前燃料喷孔(24)喷入涡旋燃烧室(9)。后燃料集送环管内的燃料沿内外器壁所夹的空间向前流动并在末解旋叶轮(12)根部形成两个分支一支继续向前流动至环布的后燃料喷孔(23)，喷入涡旋燃烧室，另一支沿末解旋叶轮(12)的各叶片内孔，流入叶片内部后从叶片前部的众多微孔喷出，对叶片形成还原剂薄膜冷却保护附着层，还有一部分在末解旋叶轮中心尾锥(16)内聚合流入涡轮毂(17)内腔，再沿涡轮叶片的中心孔流入叶片内并最终从叶片前部众多微孔喷出，对涡轮叶片形成还原剂薄膜冷却。
下面看本实施例对其他结构的冷却。冷却剂(一般是氮)从起旋涡轮叶片的中心孔注入后，一部分冷却剂从叶片前部的众多微孔喷出，对叶片形成冷却剂薄膜冷却保护，其余部分则流入起旋腔中心管(25)，其向前的一小部分从起旋叶轮中芯头锥(2)的尖端喷孔喷出，形成对其后锥管外壁的薄膜冷却。另外大部分冷却剂沿起旋腔中心管(25)向后流经分隔芯锥(8)(分割芯锥的作用是使涡旋流只从涡旋增压变直径短管的高压区进入涡旋燃烧室)、中心管(20)和初解旋叶轮芯锥(19)进入初解旋叶轮(10)的各叶片及初解旋叶轮芯锥(19)的后端面开孔(18)；进入叶片的冷却剂从叶片前部众多微孔喷出对叶片形成薄膜冷却，从初解旋叶轮芯锥(10)后端流出的冷却剂则对涡轮毂(17)等形成薄膜冷却。
另外，本实施例还有动力循环装置，上面提到，燃烧后的气流经初解旋装置后先驱动动力涡轮(11)，其机械功率通过输出轴输出提供给燃料泵及发电机等。
在实施例1中我们取了如
图1所示的O、A、B、C、D、E、F1、F2点，将这些点的参数计算出来归纳如下表。其中对涡旋增压的计算是按下表后面的涡旋增压解析解方程组给出。
表中的符号定义为H——海拔高度V∞——远端气流速度M——马赫数S01——01截面面积S02——02截面面积SA*——起旋末段有效气流截面面积ρ∞——远端气流密度P——压强ρ——密度
T——热力学温度V——流速a——音速F——推力I*——等效比冲Y1Y2=34]]> 实施例2实施例2与实施例1的区别在于它设置了独立的前部主涡旋燃烧室(1’)和后部辅涡旋燃烧室(7’)，如图3所示。在主涡旋燃烧室和辅涡旋燃烧室之间有燃烧室分隔芯锥(5’)相隔，在燃烧室分隔芯锥(5’)的四周形成管径稍大的高压过渡室(2’)。主涡旋燃烧室、高压过渡室(2’)和后部的辅涡旋燃烧室(7’)的内壁均有燃料喷孔。泵入的燃料从上述燃料喷孔中喷入与涡旋空气在高压区域混合、反应、释放热能。燃烧室分隔芯锥(5’)的存在是使涡旋气流只从高压区域进入辅涡旋燃烧室，以达到使反应比实施例1更为完全彻底的目的。
本实施例大部分结构也具有内外器壁，内外器壁之间是夹层空间，夹层空间两端开有前、后燃料集送环管。从前燃料集送环管(3”)送入的燃料，流经起旋段(4”)、低压涡旋室(21”)、高压涡旋室(22”)的内外壁夹层空间，到达转送弯管(5”)的内外壁夹层空间，转送弯管(5”)内壁有很多燃料喷孔，燃料由该喷孔喷入转送弯管(5”)中，与高压空气流混合；从后燃料集送环管(10”)送入的燃料，经扩张尾喷管(9”)、收敛段(8”)、解旋段(7”)、第二涡旋燃烧室(19”)的内外壁夹层空间，到达第一涡旋燃烧室(17”)的内外壁夹层空间，第一涡旋燃烧室(17”)内壁有许多燃料喷孔，燃料由该喷孔喷入与高压涡旋气流混合并在涡旋状态下充分燃烧。充分燃烧的高压涡旋气流流入第二涡旋燃烧室(19”)，后沿切线方向进入解旋段(7”)，解旋后的气流(非涡旋流)进入收敛段(8”)，在收敛段的最小截面处气流流速M值不小于1。最后，燃气流沿扩张尾喷管(9”)膨胀加速至发动机后端面高速喷出。
另外在第二涡旋燃烧室(19”)内沿轴线外侧设有动力涡轮(15”)，动力涡轮(15”)的涡轮轴(16”)为空心，动力涡轮(15”)的圆顶板的(12”)的内外壁有夹层空间，各涡轮叶片(15”)内部有孔腔、前部有众多的微孔。冷却剂从外部泵入涡轮轴(16”)内孔，经涡轮圆顶板(12”)的内外壁的夹层空间输送入各涡轮叶片的中孔内，最后从叶片前部众多的微孔喷出，对叶片进行薄膜冷却。
涡轮(15”)产生的机械功率由空心涡轮轴(16”)输出，可以驱动本发明所需要使用的泵或发电机，从而形成一个相对封闭的循环系统。
从涡轮流出的废燃气经涡轮废气排放管(11”)排出。
权利要求
1.一种高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于它包括顺次连接的可调进气道、起旋装置、涡旋增压变直径短管、涡旋燃烧室、解旋装置、收敛段和扩张尾喷管；在涡旋燃烧室内壁设有燃料喷孔和点火器。
2.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于在所述的涡旋增压变直径短管(6)的出口端设有分隔芯锥(8)，所述的起旋装置为起旋叶轮(26)，解旋装置包括初解旋叶轮(10)和末解旋叶轮(12)；初解旋叶轮(10)和末解旋叶轮(12)之间有动力涡轮(11)。
3.根据权利要求2所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述的涡旋燃烧室包括位于前部的主涡旋燃烧室(1’)和位于后部的辅涡旋燃烧室(7’)，在主涡旋燃烧室和后部的辅涡旋燃烧室之间有燃烧室分隔芯锥(5’)相隔，在燃烧室分隔芯锥(5’)的四周形成管径稍大的高压过渡室(2’)；高压过渡室(2’)的内壁有燃料喷孔(3’)。
4.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于起旋装置为起旋段(4”)和与之相连的低压涡旋室(21”)，低压涡旋室通过涡旋增压变直径短管(20)与高压涡旋室(22”)相连，高压涡旋室(22”)通过转送弯管(5”)接入涡旋燃烧室；涡旋燃烧室包括顺序连接的第一涡旋燃烧室(17”)、逆用的涡旋增压变直径短管(18”)和第二涡旋燃烧室(19”)，第二涡旋燃烧室(19”)的管径小于高压涡旋燃烧室(17”)的管径；解旋装置为解旋管(7”)，解旋管末端与收敛段(8”)相连；转送弯管(5”)的内壁具有燃料喷孔(6”)；第二涡旋燃烧室(19”)外端设有动力涡轮(15”)。
5.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述涡旋增压变直径短管的一端内壁孔径小于另一端的内壁孔径。
全文摘要
一种高超音速涡旋增压推进发动机,它包括顺次连接的可调进气道、起旋装置、涡旋增压变直径短管、涡旋燃烧室、解旋装置、收敛段和扩张尾喷管。涡旋增压与燃烧的设置可使燃烧室的入流空气压力增大,密度提高,在燃烧室内因多次环行而留滞时间长,且不同涡线卷积集聚在一个有限的空间内,可使燃烧反应相互促进,从而可极有效地提高反应率,使发动机可在M3－13范围内连续有效工作,为高速航空航天飞行器提供推进动力。
文档编号F02K1/11GK1382903SQ02116220
公开日2002年12月4日 申请日期2002年3月21日 优先权日2002年3月21日
发明者高恒伟 申请人:高恒伟