专利名称：旋转冲压发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种发动机，尤其是涉及一种应用于航空领域的旋转冲压发动机。
背景技术：
目前，冲压发动机的内腔主要是由进气道、燃烧室和尾喷管三部分构成，所需燃料都是直接喷入燃烧室经火花塞点火后燃烧，当冲压发动机在较高马赫数的速度下工作时，燃烧室进口空气流速度很高，燃料和空气的混合变得很困难，如果要提高燃烧效率就要提高混合效率，这就需要加长燃烧室，从而增加摩擦损失并增加燃烧室处壁面冷却用的燃料。另外，现有的冲压发动机在启动前都需要用导弹或者飞机将其加速到超高音速，冲压发动机才能启动，从而极大地制约了冲压发动机的发展和应用。
发明内容为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供一种采用旋转式设计、燃烧效率高、结构简单合理的旋转冲压发动机。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是一种旋转冲压发动机，包括本体，该本体通过联杆与主轴相联，所述主轴与起动机输出轴相联，在本体内腔的进气道设有一次喷口，在燃烧室内设有二次喷口并安装有火花塞。
在所述本体的外壁设有隔热层。
在所述主轴和联杆内设有燃料通道。
在所述进气道口装有活动安全网。
所述主轴通过飞轮与起动机输出轴相联。
所述本体内的进气道、燃烧室和尾喷道的轴心线与主轴成75～85度角。
本发明的有益效果是采用旋转设计，利用起动机使得燃烧室与空气的相对速度达到3倍音速以上，从而达到工作条件，一般冲压发动机大于0.5倍音速可以工作，当冲压发动机旋转半径为3.5米时，主轴转速每分十几万转，就可以达到3倍音速，现有技术很容易达到；采用二次燃料喷射，第一次喷射在进气道中，此次喷射浓度较低，这样可以防止混合气体在进气道中燃烧；第二次喷射在燃烧室中喷出，这种设计可以使气体充分混合从而提高燃烧效率；联杆根据需要可设计成飞机的螺旋桨，直接产生驱动力，结构简单合理高效；主轴上可以同时连接多个冲压发动机，而且不需要增加其它附属设备，这样可以成倍提高推重比；在进气口安装有活动安全网，当飞机在低空或复杂环境飞行时，关闭安全网可以防止鸟及其它异物进入发动机而熄火，造成机毁人亡，安全网上还有可以摆动的叶片用来调节气流量从而控制发动机的功率；一次喷口设在进气道中远离发动机内壁的位置防止燃料接触到高温的进气道壁而燃烧；进气道、燃烧室和尾喷道的轴心线与主轴成75～85度角，这样可以防止燃烧后的废气进入进气道。
图1是本发明的结构剖示图；图2是本发明的结构正示图；图3是本发明的立体结构示意图；图4是本发明所述活动安全网的结构示意图。
图中1-进气道，2-燃烧室，3-尾喷管，4-隔热层，5-一次喷口，6-二次喷口，7-火花塞，8-联杆，9-主轴，10-燃料通道，11-飞轮，12-起动机，13-活动安全网，14-叶片，15-空气冷却道。
具体实施方式下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
参见图1，一种旋转冲压发动机，包括本体，在所述本体的外壁设有隔热层4，该本体通过联杆8与主轴9相联，该主轴9是动力输出轴，主轴9通过飞轮与起动机12相联，并且进气道1、燃烧室2和尾喷道3的轴心线与联杆8的旋转面成10度角，利用起动机12使得燃烧室2与空气的相对速度达到3倍音速以上，从而达到工作条件，空气在燃烧室2的压力可提高到进入发动机前的37倍，高压的混合气体被点燃后快速膨胀，并从尾喷管3高速喷出从而推动发动机前进；在本体内腔的进气道1设有一次喷口5，第一次喷射在进气道1中，此次喷射浓度较低，这样可以防止混合气体在进气道1中燃烧；在发动机壁内设有空气冷却道15，防止发动机温度过高；在燃烧室2内设有二次喷口6并安装有火花塞7，使气体充分混合从而提高燃烧效率；在所述主轴9和联杆8内设有燃料通道10，燃料通过燃料通道10分别进入一次喷口5和二次喷口6，在所述进气道1口装有活动安全网13，当飞机在低空或空气中杂物较多的环境中飞行时，关闭活动安全网13可以防止鸟及其它异物进入发动机而熄火，造成机毁人亡，活动安全网13上还有可以摆动的叶片14用来调节气流量从而控制发动机的功率。本发明具有起动快速，燃料燃烧充分，油耗低、推动比高，推进效率高、航程远、安全可靠的优点。本发明可安装在直升机、导弹和军用或民用飞机上；本发明还有很大升级空间，稍作改进还到用于航天飞机上，在大气层内作为冲压发动机，在宇宙空间作为火箭燃烧器。
权利要求
1.一种旋转冲压发动机，包括本体，其特征是该本体通过联杆与主轴相联，所述主轴与起动机输出轴相联，在本体内腔的进气道设有一次喷口，在燃烧室内设有二次喷口并安装有火花塞。
2.如权利要求1所述的旋转冲压发动机，其特征是在所述本体的外壁设有隔热层。
3.如权利要求1所述的旋转冲压发动机，其特征是在所述主轴和联杆内设有燃料通道。
4.如权利要求1或3所述的旋转冲压发动机，其特征是所述主轴通过飞轮与起动机输出轴相联。
5.如权利要求1或2所述的旋转冲压发动机，其特征是所述本体内的进气道、燃烧室和尾喷道的轴心线与主轴成75～85度角。
6.如权利要求5所述的旋转冲压发动机，其特征是在所述进气道口装有活动安全网。
全文摘要
本发明涉及一种旋转冲压发动机，包括本体，该本体通过联杆与主轴相联，所述主轴与起动机输出轴相联，在本体内腔的进气道设有一次喷口，在燃烧室内设有二次喷口并安装有火花塞。本发明具有起动快速，燃料燃烧充分，油耗低、推动比高，推进效率高、航程远、安全可靠的优点。本发明可安装在直升机、导弹和军用或民用飞机上；本发明还有很大升级空间，稍作改进还到用于航天飞机上，在大气层内作为冲压发动机，在宇宙空间作为火箭燃烧器。
文档编号F02K7/00GK101025129SQ20071002724
公开日2007年8月29日 申请日期2007年3月23日 优先权日2007年3月23日
发明者王永灵 申请人:王永灵