专利名称：分体式旋转活塞喷气发动机的制作方法
技术领域：
本发明要求保护技术方案属于喷气发动机背景技术当前的航空喷气发动机中的涡喷、涡扇等发动机，由于采用高速旋转的叶轮压气机，空气流量大，压气效率低，为保证压气机在各种工况下稳定工作，给设计，加工带来很大困难。另一方面涡轮长期处于高温燃气冲击和侵蚀之下，工作叶片本身还承受很大的离心力，对材料要求苛克，使燃气温度的提高，即热效率的提高受到了限制。由上述可见，现有航空喷气发动机对设计理论，工业加工精度及工艺、高性能耐温材料等各方面都提出了极高的要求，因而使设计难度大，生产成本大幅提高，不利于缩短改进周期。
发明内容
本发明要解决的技术问题是简化航空喷气发动机的整体结构，提高它的热效率，增大推力及推重比。解决以上问题的技术方案是采用“分体式旋转活塞内燃机”(申请号为200410058514.9)作为核心部件，其中的做工功气缸可由辅机(如小型涡轴发动机)代替，将双燃烧室内的部分燃气引入推力室，通过其喷口喷出产生推力，并把核心部件及推力室用整流罩罩住，在喷口处与喷口形成引射器。与现有的涡喷、涡扇发动机相比，此方案的压气机简单，压气效率高，其工作原理类似于往复活塞发动机，压缩比容易达到50以上，且不会出现喘振；推力室采用耐压结构，因核心部件各部分之间通过阀门控制不会产生涡喷、涡扇的燃气倒流现象，可以提高燃气的温度压力，如果是导弹等一次性使用的发动机，其推力室可达到与火箭推力室相同的温度和压力，因而达到提高热效率的目的，同时推力加大。把规格相同的压气机及与其相对应的做功气缸(或辅机)通过不同数目的组合，并与相应的双燃烧室和推力室及引射器组成不同功率的发动机，以适应不同的飞行器要求，实现一机多用的目的。由于采用高效压气机、高压缩比、良好的静态燃烧和高温高压推力室，因此发动机空气流量小、体积小，装上飞机时则进气道小，重量相应减轻，同时飞机迎风面积小，阻力减小。整机结构简单，设计难度小，无特殊加工工艺，速度适应范围广，可为各种高低速飞行器，提供经济可靠，技术简单可行的动力，并使我国在航空发动机领域占有一席之地。
附图为工作原理图，图中各部件的形状与比例都应以实际工作件为准。图中A为“挡板式旋转活塞压气机”，B为做功气缸或辅机，C为双燃烧室，D为推力室，外壳为引射器。
具体实施例方式
本发明采用“分体式旋转活塞内燃机”(其中的做功气缸可由小型涡轴发动机等代替)为核心部件。为了使发动机工作可靠，应选用其中的D-J型或D-D型，而D-D型更为简单。在核心部件的双燃烧室与膨胀做功气缸的中间通过管道接通推力室。它是一个中间为圆柱形，一端为半球形，一端为喷口的耐压形容器，类似于火箭推力室，半球端与燃气入口相通。在燃气进入做功气缸和进入推力室的交汇处应设一调节阀，用来控制燃气进入做功气缸和推力室的比例，以适应不同的工况。如在发动机起动阶段，调节阀门应使燃气大部分或全部进入做功气缸以利于起动。起动后，加大油门，调节阀门，使进入推力室燃气的量增加产生推力，进入工作状态。
在核心部件与推力室外罩上一个罩，既起到整流作用，又是核心部件和推力室的支撑点，同时在尾部与喷口形成引射器，一方面奖外部空气引入罩内冷却核心机与推力室，另一方面降低喷口排气速度，增加空气流量，增大推力，还起到降噪作用。
现以三极三分区的D-D型内燃机为核心部件来说明本喷气发动机的工作原理。当D-D型内燃机的“档板活塞式压气机”转动时，就把空气压缩进入双燃烧室中的一个燃烧室，然后在燃烧室喷入燃料，产生的高温高压燃气分成两股，一股进入做功气缸带动压气机压气，另一股进入推力室膨胀产生推力。同时压气机转动把空气压缩进入双燃烧室中的另一个燃烧室，在燃烧室喷入燃料，重复上述做功过程，双燃烧室交替燃烧产生燃气。三极三分区D-D核心机转动一周做功三次，四极四分区的D-D核心机转动一周做功四次，依此类推。与四冲程汽油机或柴油机相比，在发动机体积重量相当，且做功一次排量相同时，三极三分区D-D型核心机的单机功率为四冲程汽油机或柴油机的6倍，即功率相同时，体积重量是它们的六分之一，所以本发动机通过改进，推重比能接近或达到涡喷或涡扇喷气发动机，但体积要小于它们。
由于采用“挡板活塞式压气机”因此发动机压缩比取决于压气机与双燃烧室中的一个燃烧室容积的比值。当取压缩比取50或更高时，燃气的温度压力会升高很多，使推力室增大压力，提高排气速度，增大发动机推力，提高推重比。做功气缸虽然经受高温高压，但由于尺寸比压气机小很多，又采用转动工作方式，只要用高强度耐温材料就可胜任。D-D核心机的压气机和做功气缸都有一半外露的转动部分，既起到飞轮的作用，又与引射器形成的气流作用使压气机和做功气缸降温。另外，推力室承受压力的范围较大，为使燃气达到完全膨胀，达到最大推力，推力室喷口大小及引射器口大小应根据不同工况能予调整。做功气缸的排气口可在整流罩外，也可在引射器内口或外口处。
当压缩比很高时(比如60以上)时，由于燃气压力很高，连接推力室的管道会损耗一部分功率，所以应尽量缩短，把推力室上移到双燃烧室后面，形成轴不对称喷口，这时推力室的尺寸形状也应作相应调整。此工作方式类似于脉冲爆振发动机。
当发动机处于高速气流(M数大于2)时，外界空气已具有一定的压力，这时作功气缸消耗在压气机上功减小，因而可将流向做功气缸的燃气流通过设在做功气缸和推力室交汇处的阀门适当减小，以适应不同速度工况。
由于D-D核心部件只是一个技术方案，没有现实产品，因而只能采用D型压气机和一种辅机(如小型涡轴发动机)及推力室组成一种方案，其中辅机(B)与压气机(A)间应接减速器。采用辅机时，双燃烧室直接向推力室提供高压燃气，且通过组合增加功率时，只增加压气机数，辅机只需增大功率与之相应，同时双燃烧室和推力室也与之相应。当功率增加较多时，为了降低对材料的要求和利于散热，双燃烧室中的每个燃烧室可分为多个小燃烧室。此方案避免了耐高温高压做功气缸的难度。辅机的进气道可在整流罩内，也可与D型压气机并列于整流罩前端外，排气口与推力室喷口并列。
权利要求
1.本发明的技术方案名称是分体式旋转活塞喷气发动机。与现有的喷气发动机的共同特征是都采用喷口喷射燃气产生推力。不同部分如下所述，其特征是使用“分体式旋转活塞内燃机”作核心部件，将其双燃烧室的部分燃气从燃气管中通过引气管道引入推力室，通过推力室喷口喷射燃气产生推力，并且整个核心部件及推力室用一个前后开口的整流罩罩住。
2.根据权利要求1，“分体式旋转活塞内燃机”中的做功气缸燃气可在整流罩外排，也可与推力室喷口并排排放。
3.根据权利要求1，“分体式旋转活塞内燃机”中的做功气缸可由辅机(如小型涡轴发动机等)代替，并且双燃烧室中的燃气直接进入推力室。
4.根据权利要求3，辅机的进气口可位于整流罩内，也可与压气机进气口并列于整流罩前口处，排气口与做功气缸相同。
5.根据权利要求1，推力室是一个中间为圆柱形，一端为半球形，另一端为喷口的耐压形容器，且喷口大小可调。
6.根据权利要求1，从双燃烧室引气的管道与燃气管之间有一个阀门，用以调节做功气缸与推力室之间燃气的流量。
7.根据权利要求1，整流罩是一个前后开口的流线形外壳，后开口外与推力室喷口形成引射器，并且能与推力室喷口大小调整作相应大小的调整。
8.根据权利要求1，“分体式旋转活塞内燃机”中的压气机和做功气缸都可以通过增加级数(即个数)增大功率，双燃烧室和推力室的容积与之相应。
9.根据权利要求8，双燃烧室在功率增加较大时，其中的每个燃烧室都可分成两个或多个小燃烧室。
10.根据权利要求8，做功气缸用辅机代替时，增大功率时只增加压气机级数(即个数)，辅机增加功率，双燃烧室和推力室与之相应。
全文摘要
本发明的名称是分体式旋转活塞喷气发动机，属于喷气发动机领域。本发明主要是解决简化喷气发动机结构，提高喷气发动机推力及增大推重比的问题。解决的主要方案是通过采用容易达到高压缩比的“分体式旋转活塞内燃机”(其中的做功气缸可用小型涡轴发动机等代替)为核心部件并与推力室相结合解决上述问题，由于本发动机压力缩比大、空气流量小、燃烧稳定、推力室燃气可达到火箭推力室燃气的温度和压力，因此发动机体积小，推力大，装上战机或导弹时，进气道体积小，重量相应减轻，且迎风面积小，阻力减小，另外还可通过增加压气机和做功气缸级数(即个数)，并对双燃烧室和推力室容积作相应调整来成倍增加推力。以适应不同推力的飞行器，从而实现模块化。主要用于各种速度的飞行器，特别是高速飞行器。
文档编号F02B37/00GK1818360SQ20051012939
公开日2006年8月16日 申请日期2005年12月7日 优先权日2005年12月7日
发明者夏贤 申请人:夏贤