一种离心、活塞压缩机、内燃机和喷管组合的航空发动机的制作方法

本发明涉及一种发动机，具体为一种离心、活塞压缩机、内燃机和喷管组合的航空发动机。

背景技术：

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。目前，现有的主流航空发动机都有扇叶和涡轮。我们以涡扇发动机为例，简单来说，涡扇发动机有2个同心圆涵道，由风扇、压气机、燃烧室、涡轮、喷管等5部分组成。空气从涡扇发动机的进气口流入，经过压气机压缩后，在燃烧室与煤油混合燃烧，高温高压燃气经由涡轮、喷管膨胀，最后高速从尾喷口喷出。涡扇发动机的推力一部分来自喷出燃气所产生的反作用力；另一部分是涡轮驱动风扇，风扇旋转驱动空气，经由发动机外涵道喷出的反作用力。扇叶和涡轮对材料工艺要求极高，这两点使得航空发动机造价居高不下。涡轮的耐温限制，使得航空发动机的效率无法进一步提高。

技术实现要素：

本发明为了提高航空发动机效率以及降低制造成本，提供了一种离心、活塞压缩机、内燃机和喷管组合的航空发动机。

本发明的技术方案是，一种离心、活塞压缩机、内燃机和喷管组合的航空发动机，包括连接在一起的前部整流罩、后部整流罩，在后部整流罩内设置有内燃机及活塞压缩机组、增速箱，内燃机组排气喷管，离心压缩机组，所述的前部整流罩内部设有烧嘴、前部整流罩尾部设有气体喷管。

离心压缩机组包括离心压缩机组主轴，在离心压缩机组主轴上安装有离心压缩机组1级叶轮、离心压缩机组2级叶轮、所述的离心压缩机组1级叶轮位于前部整流罩内，离心压缩机组2级叶轮位于后部整流罩内，在离心压缩机组2级叶轮前端设有离心压缩机组回流器，在离心压缩机组2级叶轮后部设有离心压缩机蜗壳。

所述的内燃机及活塞压缩机组包括内燃机组、活塞压缩机，内燃机组通过伞形齿轮组连接内燃机组主轴和活塞压缩机，内燃机组主轴连接离心压缩机组主轴，所述的离心压缩机蜗壳连通活塞压缩机进气口，活塞压缩机出气口和内燃机组进气口连接，内燃机组排气口连接内燃机组排气喷管。

前部整流罩设有垂直推力气体喷管、垂直推力气体喷管通过垂直推力喷管风门控制气体流量，并且在气体喷管内设有水平推力气体喷管风门，在内燃机组排气喷管尾部连接有尾部可调旋转喷管。

本发明的创新点及经济效益：

受高温合金材料限制，现有主流航空发动机燃烧温度很难超过1800℃。而本发明技术方案由于内燃机燃烧温度可以轻易超过2500℃，燃油效率高。气缸和喷管可以有效冷却，其本身温度不高（可以≤600℃），不需要特别的高温合金材料。应用此技术可以大大降低航空发动机的造价、运行及维护费用。

应用此技术的亚音速飞行器航空发动机总效率可以达到75%，远超现有的最先进的35%；造价及运行维护费低至其30%。其推重比比现有的涡扇航空发动机大，外径和长度小。

附图说明

图1为本发明的通用构造示意图；

图2为本发明的另一种构造示意图；

图3为图2的平飞状态构造示意图；

图4为本发明工作原理图以及气流走向图（图中箭头为气流方向）；

图中：1前部整流罩、2离心压缩机组1级叶轮、3烧嘴、4离心压缩机组主轴、5离心压缩机组回流器、6气体喷管、7离心压缩机组2级叶轮、8增速箱、9离心压缩机蜗壳、10内燃机组主轴、11内燃机及活塞压缩机组、12后部整流罩、13内燃机组排气喷管、14内燃机组冷却进气口、15水平推力气体喷管风门、16内燃机组、17活塞压缩机、18垂直推力喷管风门、19垂直推力气体喷管、20尾部可调旋转喷管。

具体实施方式

如图1、4所示意，一种离心、活塞压缩机、内燃机和喷管组合的航空发动机，包括连接在一起的前部整流罩1、后部整流罩12，在后部整流罩12内设置有内燃机及活塞压缩机组11、增速箱8，内燃机组排气喷管13，离心压缩机组，所述的前部整流罩1内部设有烧嘴3、前部整流罩1尾部设有气体喷管6。

离心压缩机组包括离心压缩机组主轴4，在离心压缩机组4主轴上安装有离心压缩机组1级叶轮2、离心压缩机组2级叶轮7、所述的离心压缩机组1级叶轮2位于前部整流罩1内，离心压缩机组2级叶轮7位于后部整流罩12内，在离心压缩机组2级叶轮7前端设有离心压缩机组回流器5，在离心压缩机组2级叶轮7后部设有离心压缩机蜗壳9。

如图4所示意，所述的内燃机及活塞压缩机组11包括内燃机组16、活塞压缩机17，内燃机组16通过伞形齿轮组连接内燃机组主轴10和活塞压缩机17，内燃机组主轴10连接离心压缩机组主轴4，所述的离心压缩机蜗壳9连通活塞压缩机17进气口，活塞压缩机17出气口和内燃机组16进气口连接，内燃机组16排气口连接内燃机组排气喷管13。

在后部整流罩12上内燃机及活塞压缩机组11的位置设有内燃机组冷却进气口14，通过高速飞行中的冷空气对内燃机组16进行冷却。冷却气体通过后部整流罩12后部排出。

该构造为中小功率的通用航空发动机（亚音速），内燃机组16为3个气缸的内燃机组，活塞压缩机17为1个气缸的活塞压缩机。采用中低速内燃机（转速4000~8000rpm）。图中箭头为气流方向。

如图2所示意，前部整流罩1设有垂直推力气体喷管19、垂直推力气体喷管19通过垂直推力喷管风门18控制气体流量，并且在气体喷管6内设有水平推力气体喷管风门15，在内燃机组排气喷管13尾部连接有尾部可调旋转喷管20。

该发动机适用于垂直起降航空发动机（亚音速）起降或者悬停状态，内燃机组16为3个气缸的内燃机组，活塞压缩机17为1个气缸的活塞压缩机。采用中低速内燃机（转速4000~8000rpm）。图中箭头为气流方向。

如图3所示意，为垂直起降航空发动机（亚音速）平飞状态图。在飞机平飞状态，尾部可调旋转喷管20调整为水平状态，同时垂直推力喷管风门18关闭，停止垂直推力气体喷管19的工作。

图中箭头为气流方向。

离心压缩机组由多级叶轮组成。为了减轻重量，尽量减少级数。一般2~5级。从离心压缩机组中部（最后1~2级叶轮之前）引出一股空气去气体喷管(压力0.12~0.8MPa，流量占总流量的70~90%)。剩余空气经过全部离心压缩机组叶轮（压力0.3~2.8MPa）以及活塞压缩机（大功率可以取消）进入内燃机组。

活塞压缩机用于小功率发动机，与内燃机并列布置。比如可以采取：一个活塞压缩机气缸与三个内燃机气缸并列。

用于产生垂直推力的气体喷管位于1~2级离心压缩机之后（只有2级压缩的，在1级之后），喷口朝下方。喷管上带有风门，可以开关和调节风量，用于垂直起降或悬停。平飞时，关闭此喷管。

用于产生水平推力气体喷管位于1~2级离心压缩机之后（只有2级压缩的，在1级之后），环形喷口朝后方。喷管上带有风门，可以开关和调节风量。喷管位于发动机的最外围。垂直起降时，关闭此喷管。由于进气口与垂直推力喷管共用，也可以利用其烧嘴对气体加热。

增速箱位于离心压缩机与内燃机之间，用于协调二者之间的转速。如采用高速内燃机（≥12000rpm）的发动机，可以取消此装置。

内燃机组由多个气缸组成。其结构与普通活塞内燃机相似。

其不同点在于：没有压缩冲程和进气冲程，进气与做功为同一冲程，只有两冲程；采用电控气门，简化气门机构，灵活调整膨胀比，控制排气温度。

为了尽量减小发动机直径（减小飞行阻力），超过4个气缸时，可以分两段布置。气缸直径太大时，由于活塞惯性太大，会限制内燃机的最高转速。

内燃机的工作原理：活塞下行：进气（5~30%的行程）、喷油点火燃烧、膨胀做功；活塞上行：排气，完成一个循环。

电控气门采用油冷却（也可以采用风冷）。

气缸的冷却采用风冷。冷风从整流罩中部四周的小孔（或小缝）进入，从尾部环形喷口（中心为排气喷口、外围为冲压喷口）喷出，产生少量推力。

对于没有活塞压缩机的发动机，内燃机进气管前端与位于发动机前部的离心压缩机蜗壳连接，后端与内燃机进气门连接，采用双层保温管。

设置有活塞压缩机的发动机，活塞压缩机进气管前端与位于发动机前部的离心压缩机蜗壳连接，后端与活塞压缩机进气门连接。内燃机进气管与活塞压缩机排气管连接。

对于可以垂直起降的发动机，内燃机排气管与可以旋转的尾喷管连接。

内燃机机箱与离心压缩机蜗壳连接。

曲轴上的伞齿轮与内燃机主轴上的伞齿轮啮合。主轴与曲轴的速比可以大于1，也可以小于1，即增速或减速。气缸沿圆周均匀布置。气缸轴线与发动机主轴线平行。曲轴在前，气缸在后，便于排气。

本设计不需要启动马达，启动时，外带的储气罐内的压缩空气直接进入内燃机即可以喷油点火启动。