本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机叶轮。
背景技术：
在航空发动机领域中，涡轮、涡扇、涡轴发动机的空气的压缩，主要依靠航空发动机叶轮来完成。
其叶轮尺寸、外观设计、材质、工艺等方面的各项差异，使其航空发动机的动力输出、推力、核心温度、使用升限、耗油率等方面性能也有所不同。
技术实现要素：
本发明主要解决的技术问题是提供一种航空发动机叶轮，能够解决的问题如下：
进一步提高发动机叶轮的叶片的工作效率。
避免了传统的圆心辐射状扇叶，因转动时叶片各部到圆心距离不同，导致的分速度不均匀，形成的高低压差，以及在靠近圆心的低压区域，在叶轮设计的极限转速下，造成高压的溢出、或存在漏压的现象，对发动机性能损失的影响。
提高航空发动机进气空气的压缩比，让发动机获得更大的推力。
不增加发动机叶轮的圆形截面的前提下，提高发动机性能，更有利于航空飞行器流体外形设计。
使叶轮能够克服空气稀薄、高海拔对发动机的动力输出和推力带来的影响，增加了运行高度的升限。
利用向发动机输入高压缩比空气，使发动机的燃烧燃料使气体热膨胀温度需求减小，更省油。
本发明的目的是发明一种可以大幅提升现有航空发动机的性能，特别是解决以上所述提到的问题，以及丰富现有航空发动机品类、设计方案的一种新型航空发动机叶轮。
本发明是通过以下技术方案解决上述技术问题：
本发明提供了一种航空发动机叶轮及设计方法，其特征在于，包括：主叶片(1)、轮体(2)、占气锥(3)、底端叶片(4)。
主叶片(1)两端均与轮体(2)相连接，且主叶片(1)边缘的一侧处于叶轮圆心作圆周运动外侧。利用在单位时间内，同转速的情况下，做圆周运动，边缘速度最高的特性，使叶片围绕轮体做圆周运动时，处于能够获得速度最高的区域，从而提高发动机叶轮叶片的工作效率。
因采用了主叶片(1)边缘的一侧处于叶轮圆心作圆周运动外侧的布局，叶片所以避免了传统的圆心辐射状扇叶，因转动时叶片各部到圆心距离不同，导致的分速度不均匀，形成的高低压差，以及在靠近圆心的低压区域，在叶轮设计的极限转速下，造成高压的溢出、或存在漏压的现象，对发动机性能损失的影响。
本发明，叶轮的主叶片(1)长度，与叶轮轮体的直径没有限制关系，仅与叶轮轮体的长度有限制关系。
所以可以在不增加叶轮圆形截面的情况下，通过增加主叶片(1)的长度和空气的接触面积，在单位时间内通过更多空气介质，提高空气的压缩比，让发动机获得更大的推力。
同样在增加主叶片(1)的长度和空气的接触面积时，不会增加叶轮的圆形截面，更有利于航空飞行器流体外形设计。
在空气稀薄的情况下，迫使发动机不能正常运行的原因是不能汲取到足够的空气，燃烧燃料不能使汲取的空气膨胀到需要压强，而打破了发动机能够产生推力或维持运行动力循环。所以发动机的在空气稀薄的情况下，提供给发动机临界运行的转速是一定的，所以在不增长转速的情况下，通过增加叶轮主叶片(1)与空气的接触面积，加强发动机在空气稀薄情况下的汲取效率，获取足够空气。从而使采用该叶轮的发动机，能够克服空气稀薄对发动机的动力输出和推力带来的影响，增加了运行高度的升限。
利用综上所述的叶轮带来的运行效率高、获取大量的空气、输出高压比的压缩空气，仅需要较少的温度，即可获得形成需求的膨胀压强，形成发动机推力，更省油。
针对叶轮的内部空间越大，要达到指定的正压强(大于零的压强)，需要气体体积就越多，其占气锥(3)，是由轮体(2)一端，或由主叶片(1)底端为起始，至轮体另一侧，或底端叶片(4)的根部为截止，做直线平面或弧线曲面的锥形结构体。有效的减少叶轮内容纳气体的空间，提高压强的传导效率。
占气锥(3)，有效的加强了叶轮主叶片(1)带来的优势效果。
底端叶片(4)，的作用之一是与轮体(2)固定主叶片(1)的另一端。作用是利用底端叶片(4)主叶片(1)与接触空间接触的面积差，形成的气体通过流量差，形成叶轮内部由主叶片(1)、轮体(2)、占气锥(3)、底端叶片(4)构成的轮腔中的气体压强升高。
底端叶片(4)，兼具向后级压缩叶轮输送轮内压缩气体的功能。
底端叶片(4)，的作用之一是与轮体(2)固定主叶片(1)的另一端。起到主叶片(1)稳固的效果。
该叶轮，是可以丰富航空发动机设计方案的一种新型航空发动机叶轮。
本发明的积极进步效果在于：
发明了一种可以大幅提升航空发动机性能的叶轮，让使用本叶轮的发动机，具有更大推力、内部核心温度更低、更省油，飞行高升限高，等特性。同时具有丰富现有航空发动机品类、设计方案的一种新型航空发动机叶轮。
附图说明
本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的便于理解，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：
图1为本发明笼式布局航空发动机叶轮的主体，斜视示意图。
图2为本发明笼式布局航空发动机叶轮的主体中心剖面，斜视示意图。
具体实施方式
为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式做详细说明。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其它不同于此描述的方式来实施，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
图1为本发明笼式布局航空发动机叶轮的斜视主体，分布示意图。图2为本发明笼式布局航空发动机叶轮的斜视图剖面，分布示意图。
如图1和图2所示，本发明的一个实施例中公开了一种航空发动机叶轮，其主要部分包括：主叶片(1)、轮体(2)、占气锥(3)、底端叶片(4)。其中主叶片(1)两端均与轮体(2)相连接，且叶片边缘的一侧，处于叶轮圆心作圆周运动外侧。轮体(2)，为两部分结构，一部分与主叶片(1)、占气锥(3)、底端叶片(4)的根部连接，另一部分用于主叶片(1)与底端叶片(4)的连接。占气锥(3)，是由轮体(2)一端，或由主叶片(1)底端为起始，至轮体另一侧，或底端叶片(4)的根部为截止，做直线平面或弧线曲面的锥形结构体。底端叶片(4)，两端分别轮体(2)两部分相连。
主叶片(1)的长度没有限制，长度越长在同等转速下的空气越多，遵循需求原则应用。
轮体(2)与轴转子相连，其的最小直径，是叶轮的内直径，轮体(2)的最大直径，是叶轮的外直径，与发动机设计需求的最大外直径相同或略小于。
为减轻重量，占气锥(2)可以设计为中空结构体。
底端叶片(4)的叶片长度为，叶轮的外直径减去内直径，减去轮体固定连接的厚度。
底端叶片(4)的作用之一是与轮体(2)固定主叶片(1)的另一端。起到主叶片(1)稳固的效果。
在实施应用上，为保证实施的稳健性与快速实施，将本叶轮替换或添加于压缩段原有动子叶片之前，成为涡轮、涡扇、涡轴发动机进气压缩机的第一级即可。
以上本发明的笼式布局航空发动机叶轮，叶轮中所述的主叶片(1)、轮体(2)、占气锥(3)、底端叶片(4)的特征，各部分可以独立成为零件拼接或者安装，也可以将任意两个、及两个以上部分零件合为一个整体,也可以将一个部分拆分为两个及两个以上部分及零件。
同样任意的零件，在拥有本发明技术方案的技术特征，进行局部的改动，也不影响使用效果。
以上实施实例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，本发明的保护范围是所附权利要求书限定的。凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明的保护范围之内。