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，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，最后从喷管喷出。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，因此制约了发动机工作速度的提升，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。
为实现上述目的，本实用新型的涡旋增压推进发动机设有顺次连接的可调进气道(1)、起旋叶轮(26)、涡旋增压变直径短管(6)、涡旋燃烧室(9)、初解旋叶轮(10)、末解旋叶轮(12)、收敛段(13)和扩张尾喷管(15)。上述通道中部具有内外器壁，内外器壁之间是夹层空间，夹层空间两端开有燃料集送环管，涡旋燃烧室(9)的内壁开有燃料喷孔，并设有启动点火器(22)。
该发动机采用起旋叶轮对空气流进行起旋，再经过涡旋增压变直径短管进行增压后送入涡旋燃烧室，使燃料充分燃烧，再通过初解旋叶轮和末解旋叶轮解旋，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。由于涡旋增压技术在本实用新型中的采用，相比前文所述冲压发动机而言，增大了燃烧室入流空气的压力和密度，延长了混合气体在燃烧室内的留滞时间，并增加了不同流线上气团的相互引燃机会，从而可以极大提高燃烧效率，使得该发动机可在M3-13范围内连续有效工作，为高速飞行航空航天器提供推进动力。
图2是本实用新型的实施例1的通流图。
图3是本实用新型的实施例1的涡旋增压变直径短管剖视图。
图4是本实用新型的实施例2的剖视图。
参见
图1，本实用新型的高超音速涡旋增压推进发动机，包括顺次连接的可调进气道(1)、起旋叶轮(26)、涡旋增压变直径短管(6)、涡旋燃烧室(9)、初解旋叶轮(10)和末解旋叶轮(12)、收敛段(13)和扩张尾喷管(15)，其中，增压变直径短管直径由小变大。
高速空气由可调进气道进入，得到初步压缩，再流经起旋叶轮(26)变为涡旋流，经过增压变直径短管(6)增压后进入涡旋燃烧室(9)，与喷入的燃料混合并在涡旋流状态下充分燃烧，然后再通过初解旋叶轮(10)和末解旋叶轮(12)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，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，涡旋燃烧室(9)内壁有燃料喷孔。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，本发动机设有冷却系统。冷却剂从起旋叶轮(26)叶片的中心孔注入，流入起旋叶轮中心处的起旋腔中心管(25)，向前流入芯头锥(2)的冷却剂从其尖端喷孔喷出，向后流动的冷却剂经分隔芯锥(8)和中心管(20)至初解旋叶轮芯锥(19)的后端开孔喷出，另外在起旋叶轮(26)和初解旋叶轮(10)的叶片上有许多与叶片中心孔相连的微孔，冷却剂从微孔喷出形成冷却剂薄膜以冷却和保护叶片。
再看本实施例的燃料通道。本实施例将从燃料泵给出的燃料分送到前、后两个燃料集送环管(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涡轮叶片内并最终从涡轮叶片前部众多微孔喷出，对涡轮叶片形成还原剂薄膜冷却。
下面看本实施例的冷却系统。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)向后流入分隔芯锥(8)的腔内(分隔芯锥的作用是使涡旋流只从涡旋增压变直径短管(6)的高压区进入燃烧室)并绕过通过角片(7)固定在该腔体内的限流锥体(21)汇入中心管(20)、再经中心管(20)和初解旋叶轮芯锥(19)进入初解旋叶轮(10)的各叶片和初解旋叶轮芯锥(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(19)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燃气在流经初解旋装置后驱动动力涡轮(11)，其机械功率通过输出轴输出提供给燃料泵及发电机等。
主涡旋燃烧室(1’)、高压过渡室(2’)和后部的辅涡旋燃烧室(7’)的内壁有燃料喷孔。燃料在燃料通道里流动，从上述燃料喷孔中喷入与涡旋空气在高压区域开始混合、反应、释放热能。燃烧室分隔芯锥(5’)的存在是使涡旋气体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。所述的燃烧室分隔芯锥(5’)内为空腔，空腔内设有冷却限流锥体(8’)，该冷却限流锥体(8’)通过角片(9’)与燃烧室分隔芯锥(5’)内壁面相连。主燃烧室和辅燃烧室的接合处管壁内直径大于主、辅燃烧室内壁直径，这一加大直径的连接段和燃烧室分隔芯锥的外壁构成高压过渡室。
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
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(1)、起旋叶轮(26)、起旋腔中心管(25)、涡旋增压变直径短管(6)、分隔芯锥(8)、涡旋燃烧室(9)、中心管(20)、初解旋叶轮(10)、动力涡轮(11)、末解旋叶轮(12)、收敛段(13)和扩张尾喷管(15)；上述结构中部具有内外器壁，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，涡旋燃烧室(9)的内壁开有燃料喷孔。
2.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述的涡旋燃烧室包括前部的主涡旋燃烧室(1’)和后部的辅涡旋燃烧室(7’)，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；在主涡旋燃烧室和辅涡旋燃烧室的内壁有燃料喷孔。
3.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述的涡旋增压变直径短管内壁在进口端的直径小于出口端。
4.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于在所述的涡旋增压变直径短管与涡旋燃烧室的接合处的腔体内设有分隔芯锥(8)，该芯锥前部与起旋腔中心管(25)相连，后部与中心管(20)相连。
5.根据权利要求1所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述的分隔芯锥(8)内为空腔，空腔内设有限流锥体(21)，限流锥体(21)通过角片(7)与分隔芯锥(8)内壁面相连。
6.根据权利要求2所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述的燃烧室分隔芯锥(5’)内为空腔，空腔内设有冷却限流锥体(8’)，该冷却限流锥体(8’)通过角片(9’)与燃烧室分隔芯锥(5’)内壁面相连。
7.根据权利要求2所述的高超音速涡旋增压推进发动机，其特征在于所述主燃烧室和辅燃烧室接合处的管壁内直径大于主、辅燃烧室内壁直径，这一加大直径的连接段和燃烧室分隔芯锥的外壁构成高压过渡室，高压过渡室设有燃料喷孔(3’)。
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、起旋叶轮、涡旋增压变直径短管、涡旋燃烧室、初解旋叶轮和末解旋叶轮、收敛段、扩张尾喷管及分隔芯锥。借助涡旋增压变直径短管的增压作用，可使进入涡旋燃烧室的空气具有较高的压强和密度，与燃料易于混合且在燃烧室内逗留时间长；不同流线上的混合气流卷积聚集在尺度很有限的燃室内又使燃烧反应相互促进，因此可以极有效地提高反应率，使发动机能够在M3－13范围内高效工作。
文档编号F02C3/00GK2526515SQ0220842
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