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：
本实用新型涉及一种发动机，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燃气涡轮发动机和冲压发动机两大类。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，所生成的燃气在驱动燃气涡轮后从发动机尾部喷出，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，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的增大而急骤下降。故制约了发动机工作速度的提升。因此，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，本实用新型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、起旋段、低压涡旋室、涡旋增压变直径短管、高压涡旋室、转送弯管、第一涡旋燃烧室、第二涡旋燃烧室、解旋段、收敛段、扩张尾喷管，并有点火器和动力涡轮，其中，上述通道的中部有内外器壁，内外器壁之间是夹层空间，夹层空间两端设有燃料集送环管，转送弯管和第一涡旋燃烧室内壁开有燃料喷孔。
该发动机由起旋段、低压涡旋室对空气流进行起旋，再经过涡旋增压变直径短管进行增压，在第一涡旋燃烧室、第二涡旋燃烧室与喷入的燃料充分反应，所生成的燃气通过解旋段解旋，并在收敛段的最小截面处达到音速或超音速，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。由于涡旋增压技术在本实用新型中的采用，相比冲压发动机而言，增大了燃烧室入流空气的压力和密度及其在燃烧室内的留滞时间，并使各流线上的混合气体的反应相互促进，提高了燃料利用率，使该发动机可在M3-13范围内连续高效工作，为高速航空航天飞行器提供推进动力。
图2为本实用新型的俯视局部剖视图。
图3为本实用新型的涡旋增压变直径短管剖视图。
从
图1和图2中我们可以看出本实用新型的整体结构。本实用新型包括顺次连接的可调进气道、起旋段、低压涡旋室、涡旋增压变直径短管、高压涡旋室、转送弯管、第一涡旋燃烧室、第二涡旋燃烧室、解旋段、收敛段、扩张尾喷管，并有点火器和动力涡轮，其中，高速空气由可调进气道进入，得到初步压缩，再流经起旋段和低压涡旋室变为涡旋流，在经涡旋增压变直径短管流入高压涡旋室后器壁附近压力增加，再经转送弯管流入第一、第二涡旋燃烧室，与喷入的燃料在涡旋流态下充分燃烧，所生成的燃气通过解旋段解旋，并继而在收敛段末端的喉部形成M不小于1的待加速气流。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，获得高超音速的推动力。
上述通道中部具有内外器壁，内外器壁之间是夹层空间，夹层空间端部设有燃料集送环管，转送弯管和燃烧室内壁开有燃料喷孔。燃料从燃料集送环管进入并在内外器壁之间的夹层里流动，最后经燃料喷孔喷出。
另外，为保护涡轮叶片等在高温下不被损坏，动力涡轮(15)的涡轮轴(16)为空心，所述动力涡轮(15)的圆顶板的内外壁有夹层空间，各涡轮叶片内部有孔腔，前部有众多的微孔。冷却剂从涡轮轴孔注入对上述叶片实行薄膜冷却。
下面我们进行更具体的阐述。进气道控制器(2)，调节可调进气道(1)的进口使其具有与要求相一致的进口截面面积，高速空气来流经可调进气道(1)得到初步压缩，流经起旋段(4)作进一步压缩。压缩后沿切向进入低压涡旋室(21)，并在其中形成涡旋流。低压涡旋室(21)的管径较小，它将起旋后的涡旋空气通过涡旋增压变直径短管(20)送入高压涡旋室(22)，高压涡旋室(22)的内壁附近气体压力迅速上升(至设计值)，高压涡旋室(22)连接转送弯管(5)，转送弯管(5)从高压涡旋室(22)引出高压涡旋气流，传输进入第一涡旋燃烧室(17)，并再次恢复到涡旋流状态。
从前燃料集送环管(3)泵入的燃料，经起旋段(4)、低压涡旋室(21)和高压涡旋室(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)内壁有许多燃料喷孔(6)，燃料由该喷孔喷入转送弯管(5)中，与转送弯管中的气流混合；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)和第二涡旋燃烧室(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)内壁有很多燃料喷孔(13)，燃料由这些喷孔喷入与涡旋空气流混合并被点火器(14)点燃后充分燃烧。
第二涡旋燃烧室(19)的管径小于第一涡旋燃烧室(17)，充分反应的燃气从第二燃烧室沿室壁切线方向进入解旋段(7)，在解旋段(7)末端，气流不再以涡旋状态流动，而在收敛段末端喉部气流流速的M数不小于1。最后，燃气从扩张尾喷管(9)作膨胀加速，至发动机后端面高速喷出。
另外，第二涡旋燃烧室(19)的侧外端处还设有动力涡轮(15)，动力涡轮(15)的涡轮轴(16)为空心。冷却剂从外部泵入涡轮轴(16)，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。
动力涡轮(15)产生的机械功率由空心涡轮轴(16)输出，可以驱动本实用新型所需要使用的泵及发电机等，从而形成一个相对封闭的循环系统。
从动力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、起旋段、低压涡旋室、涡旋增压变直径短管、高压涡旋室、转送弯管、第一涡旋燃烧室、第二涡旋燃烧室、解旋段、收敛段和扩张尾喷管，并有点火器；上述通道的部分具有内外器壁，内外器壁之间是夹层空间，夹层空间两端设有燃料集送环管，转送弯管和第一涡旋燃烧室内壁开有燃料喷孔。
2.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述转送弯管(5)为一中部管径大于两端管径的类似纺锤形的弯管。
3.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为一两端内孔径不等的短管，其入口孔径小于出口孔径，入口端与低压涡旋室相连，出口端与高压涡旋室相连。
专利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、起旋段、低压涡旋室、涡旋增压变直径短管、高压涡旋室、转送弯管、第一涡旋燃烧室、第二涡旋燃烧室、解旋段、收敛段、扩张尾喷管，并有点火器和动力涡轮。高速空气来流在流经涡旋增压变直径短管后在外器壁附近压强和密度大幅上升，经转送弯管送入涡旋燃烧室，与从其内壁喷入的燃料在涡旋流状态下混合、燃烧，因入流空气密度大，在燃烧室内的涡旋流流迹长，逗留时间亦长，使燃烧有相应较长的时间，且各涡旋流线卷积于一个尺度不大的空间内，因此可使反应相互促进，最终使此发动机可在M3－13范围内保持近乎完全的反应率，为高速航空航天飞行器提供推进动力。
文档编号F02C3/00GK2526514SQ0220842
公开日2002年12月18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