动能发动机的制作方法

本发明属于动力机械工程领域。

技术背景

现有活塞往复式发动机性能虽有很大提高，但仍存在活塞、连杆离心冲量损耗较大，活塞或十字头侧压损耗较大，功重比较小等结构性缺陷。

技术实现要素：

本发明提供的动能发动机能显著减轻上述缺陷，它包括有通用动能发动机，航空动能发动机，空天动能发动机。所述通用动能发动机只是对现有活塞往复式发动机的气缸体和动力转换机构进行了改造，仍保留有启动系统，配气系统，燃料系统，润滑系统，冷却系统，电控系统。其气缸体包括有：分别同轴对置的四只气缸和活塞，相互联锁的两根活塞齿杆，两对同轴对置气缸之间的空间被封闭成进气增压室，该进气增压室壁上有进气风轮；它在动力转换机构的活塞和连杆之间增加有活塞齿杆和摆转齿轮，该摆转齿轮为定轴齿轮，它往复一次，曲轴旋转二周。显然，活塞齿杆能成倍提高气缸长径比，多气缸共一曲柄，可以显著提高发动机功重比；对置气缸能吸收活塞、活塞齿杆、摆转齿轮的惯性动能；活塞齿杆、摆转齿轮副传动可以减小侧压摩损；随同摆转齿轮作圆弧运动的连杆与曲柄同向运动，能显著减小连杆离心冲量损耗；连杆与曲柄同向运动和曲轴的倍速运动使活塞运动速度明显均匀化，从而使气缸燃烧峰值扁平化，减少热传导损耗。

所述航空动能发动机对现有活塞往复式发动机的气缸体和动力转换机构进行了改造，仍保留有启动系统，配气系统，燃料系统，润滑系统，冷却系统，电控系统，增加有涵道风扇机构和尾喷管。它将多副前述对联气缸体集束成筒体，并在筒体后部各对联气缸体两气缸之间的巷道中增加有加力燃烧室，筒体前部有花瓣锥，后部有尾喷管，筒体中腔为亚燃冲压燃烧室；它在活塞和连杆之间增加有活塞齿杆和摆转齿轮，该摆转齿轮为定轴齿轮，它往复一次，所连曲轴旋转二周；它在燃料系统中增加有加力燃料子系统和亚燃冲压燃料子系统。所述涵道内筒壁上有对联气缸体进气口和加力燃烧室有盖进气门，外筒壁上有涵道前舱门和后舱门，涵道风扇与曲轴之间的传动机构有离合器。该发动机具有涵道风扇推力，扇压喷气推力，亚燃冲压推力三种运行模态，以适用不同的飞行速度。

所述空天动能发动机对现有活塞往复式发动机的气缸体和动力转换机构进行了改造，仍保留有启动系统，配气系统，燃料系统，润滑系统，冷却系统，电控系统，增加有涵道风扇机构和尾喷管。它将多副前述对联气缸体集束成筒体，筒体后部有尾喷管，筒体中腔为超燃冲压燃烧室；它在活塞和连杆之间增加有活塞齿杆和摆转齿轮，该摆转齿轮为定轴齿轮，它往复一次，所连曲轴旋转二周；它在燃料系统中增加有低压火箭燃料子系统和超燃冲压燃料子系统；它将配气系统中的对联气缸体后置气缸排气机构改为闸式排气机构。所述闸式排气机构包括有与气缸底口固接的闸匣，在闸匣中往复运动的闸门，控制闸门运动的凸轮，驱动凸轮转动与曲轴连接的传动机构，与闸匣固接的喷嘴。所述涵道内筒壁上有对联气缸体进气口和筒体后置气缸有盖进气门，外筒壁上有涵道前舱门和中舱门，该发动机具有涵道风扇推力，塞压喷气推力，亚燃冲压推力，超燃冲压推力，塞压火箭推力五种运行模态，以适用不同的飞行速度和高度。

附图说明

图1为通用动能发动机示意图。

图中：101-排气缸盖，102-气门拉杆，103-对联气缸体，104-增压风轮，105-进气口，106-进气滑盖，107-连杆，108-摆转齿轮，109-活塞齿杆，110-进气滑盖钩，111-轴瓦。

图2为航空动能发动机示意图。

图中：201-花瓣锥，202-涵道前舱门，203-对联气缸体，204-风扇，205-涵道后舱门，206-摆转齿轮，207-加力燃烧室进气门，208-加力燃烧室。

图3为空天动能发动机示意图。

图中：301-涵道前舱门，302-对联气缸体，303-超燃燃烧室，304-涵道中舱门，305-有盖进气门，306-风扇，307-闸式排气机构，308-喷嘴，309-尾喷管，310-闸门，311-凸轮，312-弹垫，313-闸匣。

具体实施方式

1.四缸二冲程通用动能发动机实施例，如图1所示，启动系统驱动曲轴旋转，增压风轮104泵气使气室压力远高于气缸燃后压力，在保障气缸能充分换气后供油混合。气门拉杆102在排气缸盖101中的弹簧作用下，进气滑盖106长时关闭，短时开放进气口105，曲轴经连杆107、摆转齿轮108、活塞齿杆109使活塞在气缸中往复上、下运动。当活塞下行压住进气滑盖钩110后，进一步下行，气门拉杆102压开排气门，气缸中的燃后气体在膨胀压力下被排出，当活塞继续下行，打开进气口105时，气室中高于气缸压力的混合气体冲入气缸扫出残余燃后气体。活塞上行关闭进气口105和排气门后继续上行，气缸中混合气被压缩燃烧，发动机开始自主运行。

2.十二缸二冲程航空动能发动机实施例，如图2所示，分离曲轴与风扇204之间传动机构的离合器，启动系统驱动曲轴旋转，发动机着火运行达设定值后，合上曲轴与风扇204之间传动机构的离合器，风扇204旋转产生推力，发动机开始涵道风扇推力模态运行。要跨声速进入超声速飞行时，打开加力燃烧室进气门207，支起涵道后舱门205将气流导入加力燃烧室208与燃料混合燃烧，发动机进入扇压喷气推力模态运行。飞行速度达到亚燃冲压启动速度时，可张开花瓣锥，支起涵道前舱门将来流全部导入亚燃冲压燃烧室，燃料亚燃子系统供油与空气混合燃烧，对联气缸体和加力燃烧室同步停止供油，使发动机进入亚燃冲压推力模态运行。如在涵道风扇推力模态下，打开增设的涵道上、下外舱门及喷口，关闭涵道前、后舱门202、205，可以实现飞机垂直起降、悬停、倒飞。

3.十陆缸二冲程空天动能发动机实施例，入图3所示，分离曲轴与风扇306之间传动机构的离合器，启动系统驱动曲轴旋转，发动机着火运行达设定值后，合上曲轴与风扇306之间传动机构的离合器，风扇306旋转产生推力，发动机开始涵道风扇推力模态运行。要跨声速进入超声速飞行时，暂停发动机运行，分离曲轴与凸轮311传动机构之间的离合器，将曲轴与凸轮311之间的转角相位移到塞压喷气推力模态，闸门310开启角由活塞下行120度左右移到上行170度左右，重新启动发动机，对联气缸体后置气缸进入塞压喷气推力模态运行。飞行速度达到亚燃冲压启动速度时，暂停供油，分离曲轴与风扇传动机构之间的离合器，将曲轴与凸轮311之间的转角相位移到涵道风扇推力模态，闸门310开启角恢复到活塞下行120度左右，将活塞锁定在上、下止点，打开活塞在下止点的亚燃后置气缸有盖进气门305，关闭其对联气缸体气室进气口，支起涵道中舱门304将来流导入活塞在下止点的亚燃后置气缸，并对其进行燃料亚燃子系统供油，发动机进入亚燃冲压推力模态运行。飞行速度达到超燃冲压启动速度时，支起涵道前舱门301，将来流全部导入超燃冲压燃烧室303，停止对联气缸体供油，燃料超燃冲压燃料子系统同步对超燃冲压燃烧室供油，发动机进入超燃冲压推力模态运行。飞行高度达到火箭运行高度时，将曲轴与凸轮311之间的转角相位移到塞压喷气推力模态，停止燃料超燃子系统供油，燃料低压火箭燃料子系统向对联气缸体按设定要求输送燃料和氧化剂，发动机进入塞压火箭喷气模态运行。