中间层及以下高度的喷气发动机的制作方法

一种在适合在中间层飞行的发动机，其发动机采用压气机与冲压发动机结合的新型发动机。

背景技术：

中间层(Mesosphere)，又称中层。自平流层顶到85公里之间的大气层。该层内因臭氧含量低，同时，能被氮、氧等直接吸收的太阳短波辐射已经大部分被上层大气所吸收，所以温度垂直递减率很大，对流运动强盛。中间层顶附近的温度约为190K;空气分子吸收太阳紫外辐射后可发生电离，习惯上称为电离层的D层;有时在高纬度地区夏季黄昏时有夜光云出现。物质组成:氮气和氧气为主，几乎没有臭氧。该层的60-90公里高度上，有一个只有在白天出现的电离层，叫做D层。

航空高度上限:25000米(25公里)。航空界的"高度"开发，已至25000米，视为航空高度的上限。航空活动主要在稠密大气层。

涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。因为采用了涡轮驱动的压气机，所以在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒（610米/秒）或者大约1400英里/小时（2253公里/小时）的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。

发动机的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度。当飞机速度低于大约450英里/小时（724公里/小时）时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时（563公里/小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。

推进效率

在马赫数 Ma<0.6 的速度下涡轮螺旋桨发动机效率最高。而当速度提高到马赫数 0.6-0.9 时，螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机所取代。这些发动机的排气比纯喷气的涡轮喷气发动机的排气流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。在亚音速(Ma<1.0)条件下,涡轮喷气发动机的推进效率最低。当飞机飞行速度超过音速后(Ma>1.0),涡扇发动机由于迎风面积过大从而推进效率开始降低；与此相反,涡轮喷气发动机的推进效率则迅速提升,即使在马赫数 2.5-3.0 范围下,涡轮喷气发动机的推进效率仍然可以达到 90%,正因为如此，与三代机普遍使用的涵道比为0.5-0.8的中等涵道比涡扇发动机相比,F-22使用的F-119涡扇发动机把涵道比降回到0.29，为的就是能够实现（Ma1.4）的超音速巡航。

每种发动机都有它们最佳使用的飞行包线-(由速度x/高度y构成的xy坐标系)，并不是说涡扇发动机一定比涡喷发动机省油，在超音速时，同样开加力燃烧室的涡扇发动机比涡喷发动机耗油率还高。

可调进气道

涡轮冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机（它常用于马赫数低于3的各种速度）与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。

涡轮火箭发动机

涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气（燃气）用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。

工作原理

现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。

空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。

进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。

从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。

从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡轮材料等的限制，只能达到1650K左右，现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2000K，可使发动机的推力增加至1.5倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时间。

技术实现要素：

一种在适合在中间层及以下高度飞行的喷气发动机，其发动机采用压气机与冲压发动机与燃气轮机结合的新型发动机，其在低速时原理是由燃气轮机驱动压气机压缩空气，压缩空气进入燃烧室燃烧膨胀后由喷口喷出获得推力。在高速时由进气口压缩空气到一定压力后由空压机压缩空气至更高压力后进入燃烧室燃烧膨胀后由喷口喷出获得推理。

即使燃烧室不然烧燃料，空气喷出也会有一定的推力。这个时候的状态像纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合。

相对涡轮喷气发动机，冲压发动机与压气机结合的发动机相对现有的喷气发动机压力更高，温度更高，所以效率更高。这样的发动机没有高温旋转部件，结构简单，重量轻，制造简单，材料要求低。 涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。由于在中间层飞行的飞机，由于中间层空气稀薄，突破音障也相容易，空气稀薄有利于降低阻力，节省燃油。

为了降低制造成本可以将有燃气轮机驱动的空压机替代成活塞式发动机。

压气机与冲压发动机结合的新型发动机无论高速与低速都有很好的推力输出。

如图1所示，1可调进气口，2压气机，3燃烧室，4喷口。

工作原理

在低速情况下，空气进入1可调进气口，进气口将空气通向2压气机压缩空气，压缩空气后进入3燃烧室，3燃烧室内燃料与空气混合燃耗后进入喷口喷出。

在高速情况下，空气进入1可调进气口，进气口压缩空气到一定程度后进入2压气机继续压缩空气，压缩空气进入3燃烧室，3燃烧室内燃料与空气混合燃烧后进入喷口喷出。

1可调进气口要做的比较大以满足中间层空气稀薄的进气要求。

2压气机的动力来源可以有活塞发动机提供，或者涡轮螺旋桨发动机或者燃气轮机提供。

如图2所示，1可调进气口，2压气机，3燃烧室，4喷口，5将空气导向管。

工作原理

在低速情况下，空气进入1可调进气口，进气口将空气通向2压气机压缩空气，压缩空气后进入3燃烧室同时分流压缩空气到燃气轮机，3燃烧室内燃料与压缩空气混合燃烧后进入喷口喷出。

在高速情况下，空气进入1可调进气口，进气口压缩空气到一定程度后进入2压气机继续压缩空气，压缩空气进入3燃烧室，3燃烧室内燃料与空气混合燃耗后进入喷口喷出。

1可调进气口要做的比较大以满足中间层空气稀薄的进气要求。

2压气机的动力来源可以有活塞发动机提供，或者涡轮螺旋桨发动机或者燃气轮机提供。

附图说明

图1是压气机与冲压发动机结合的压气机工作流程图。

图2是压气机与冲压发动机结合的压气机工作流程与如何引导燃气轮机获取空气流程图。