涡轮发动机的制作方法

本发明涉及航空动力技术领域，尤其涉及一种涡轮发动机。

背景技术：

目前，高推重比仍是航空燃气涡轮发动机追求的重要性能指标，提高推重比的途径主要有两个：一是减轻重量；二是增大推力。对于第一点，在现有的材料和工艺水平条件下，为保证强度和寿命要求，减重空间十分有限。对于第二点，实现途径主要有增大流量和增加发动机温升水平。由于进口截面尺寸受到飞行器的制约，流量也不能任意增大，因此，在短时间内，增大推力只能从增加发动机温升比的角度考虑。对于常规的涡轮风扇发动机，主燃烧室的释热量往往受到涡轮材料的限制，很难进一步提高，而外涵道气流不经过涡轮部件，因而，对其温度可以达到较高水平。目前已有在外涵道设置常规缓燃燃烧室的方案，然而由于外涵道空间狭小，布置常规燃烧室结构存在一定困难，同时，常规燃烧室所存在的热效率低、燃烧不稳定、污染物排放水平高等问题仍然存在。

技术实现要素：

鉴于背景技术中存在的问题，本发明的一个目的在于提供一种涡轮发动机，其外涵燃烧室的结构简单，重量轻，大大提高了发动机的推重比。

本发明的另一个目的在于提供一种涡轮发动机，其解决了传统的涡轮发动机燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，改善了发动机的燃油经济性和工作可靠性。

为了实现上述目的，本发明提供了一种涡轮发动机，其包括：机匣、涡轮机、分流环、壳体、油路组件以及点火器。涡轮机收容于机匣。分流环连接于机匣的前端并与机匣一起套设于涡轮机。壳体收容机匣并与机匣的外壁面形成外涵燃烧室，而分流环及机匣的内部形成内涵气流通道。油路组件受控连通于外涵燃烧室，以向外涵燃烧室提供燃料。点火器设置于外涵燃烧室内，以用于对进入外涵燃烧室内的燃料和含氧气体形成的燃气进行点火，进而燃气爆震燃烧。

本发明的有益效果如下：

在根据本发明的涡轮发动机中，壳体与机匣的外壁面形成外涵燃烧室，该外涵燃烧室的结构简单，重量轻，大大提高了发动机的推重比。基于点火器设置于外涵燃烧室内，可使进入外涵燃烧室内的燃气旋转爆震燃烧，从而解决了传统的涡轮发动机燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，并改善了涡轮发动机的燃油经济性和工作可靠性。

附图说明

图1是根据本发明的涡轮发动机的整体结构示意图；

图2是图1中的预蒸发室上的燃料喷口的周向位置示意图；

图3是图1中的点火器的周向位置示意图；

图4是图1中的调节机构的放大示意图。

其中，附图标记说明如下：

1 机匣 81 活门

2 涡轮机 82 气缸

3 分流环 821 缸体

4 壳体 822 活塞杆

5 油路组件 9 气体混合室

51 燃料管 C 外涵燃烧室

52 雾化喷头 C1 气体入口

6 点火器 C2 气体出口

7 预蒸发室 S 内涵气流通道

71 燃料喷口 F 风扇

8 调节机构 A 排气口

具体实施方式

下面参照附图来详细说明根据本发明的涡轮发动机。

参照图1至图4，根据本发明的涡轮发动机包括：机匣1、涡轮机2、分流环3、壳体4、油路组件5以及点火器6。

涡轮机2收容于机匣1。分流环3连接于机匣1的前端并与机匣1一起套设于涡轮机2。壳体4收容机匣1，并与机匣1的外壁面形成外涵燃烧室C，而分流环3及机匣1的内部形成内涵气流通道S。油路组件5受控连通于外涵燃烧室C，以向外涵燃烧室C提供燃料(即燃油)。点火器6设置于外涵燃烧室C内，以用于对进入外涵燃烧室C内的燃料和含氧气体形成的燃气进行点火，进而燃气爆震燃烧。在根据本发明的涡轮发动机中，壳体4与机匣1的外壁面形成外涵燃烧室C，该外涵燃烧室C的结构简单，重量轻，大大提高了发动机的推重比。基于点火器6设置于外涵燃烧室C内，可使进入外涵燃烧室C内的燃气旋转爆震燃烧，从而解决了传统的涡轮发动机燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，并改善了涡轮发动机的燃油经济性和工作可靠性。

根据本发明的涡轮发动机，在一实施例中，参照图1和图2，涡轮发动机还可包括：预蒸发室7，形成于机匣1与涡轮机2之间，对经由油路组件5供入到预蒸发室7内的燃料进行蒸发处理。

在一实施例中，参照图1预蒸发室7由分流环3、机匣1的前部以及涡轮机2的外壁形成。当然不仅限如此，预蒸发室7还可形成于机匣1与涡轮机2之间的其它适当的位置。

在一实施例中，参照图1和图2，预蒸发室7可具有：多个燃料喷口71，沿径向贯通形成预蒸发室7的机匣1的对应部分，且沿机匣1的周向分布，各燃料喷口71连通外涵燃烧室C，以使蒸发处理后的燃料经由各燃料喷口71进入外涵燃烧室C。在这里补充说明的是，多个燃料喷口71沿机匣1的周向分布，可使燃料进入外涵燃烧室C的方向与进入外涵燃烧室C的含氧气体(作为氧化剂)的流动方向呈90°，有助于燃料与含氧气体充分掺混。

在一实施例中，参照图1和图2，油路组件5可包括：燃料管51，一端连通于供油油路(未示出)，另一端连通于预蒸发室7；以及雾化喷头52，设置于且连通于燃料管51的所述另一端并位于预蒸发室7内，对经由供油油路以及燃料管51供入的燃料进行雾化处理。

在一实施例中，参照图1，外涵燃烧室C可具有：气体入口C1，与外涵燃烧室C受控连通并与外部提供含氧气体源(未示出)受控连通；以及气体出口C2，与外涵燃烧室C连通以排出外涵燃烧室C内燃烧后的废气。其中，外部提供含氧气体源可以提供纯氧气或空气。

在一实施例中，参照图1，涡轮发动机还可包括：调节机构8，设置在外涵燃烧室C的气体入口C1处，以调节气体入口C1的大小或关闭气体入口C1。其中，调节机构8的具体操作如下：当需要增大进入外涵燃烧室C的空气流量时，通过控制调节机构8来调大气体入口C1的开度；相应地，当需要减小进入外涵燃烧室C的空气流量时，通过控制调节机构8来减小气体入口C1的开度。

在一实施例中，参照图4，调节机构8可包括：活门81以及气缸82。活门81，枢转安装于壳体4的靠近气体入口C1处的位置。气缸82可包括：缸体821，一端枢转连接于壳体4；以及活塞杆822，一端伸入缸体821，另一端伸出缸体821并与活门81枢转连接，气缸82通过驱动活塞杆822相对缸体821伸缩运动而带动活门81枢转运动以打开或关闭气体入口C1。当活门81转动并逐渐远离分流环3时，气体入口C1的开度逐渐变大；当活门81转动并逐渐靠近分流环3时，气体入口C1的开度逐渐变小；当活门81转动至搭在分流环3上，气体入口C1关闭。

在一实施例中，参照图1，涡轮发动机还可包括：气体混合室9，形成于外涵燃烧室C的气体出口C2对应的壳体4的部分与机匣1的尾部之间，且连通于气体出口C2和内涵气流通道S。在这里补充说明的是，气体混合室9可选择性的进行设置于涡轮发动机中。在一些实施例中，涡轮发动机中可无需设置气体混合室9，内涵气流通道S中的气体与外涵燃烧室C中的燃烧后的废气分别各自排出即可。

在一实施例中，参照图1，涡轮发动机还可包括：风扇F，设置于壳体4的轴向前端，使外部气体经由风扇F抽吸到涡轮发动机的壳体4内。其中，经由风扇F抽吸到涡轮发动机的壳体4内的气体在分流环3的作用下，一部分进入外涵燃烧室C，而另一部分进入内涵气流通道S。

在一实施例中，参照图1，涡轮发动机还可具有：排气口A，设置于壳体4的轴向后端。排气口A排出的气体最终可转换为涡轮发动机的推力，进而推动飞行器运动。

在一实施例中，涡轮发动机还可包括：控制系统(未示出)，通信连接于调节机构8的气缸82，以控制气缸82的活塞杆822的运动。

最后补充说明的是，本发明的涡轮发动机采用外涵燃烧室C取代传统的加力燃烧室，减小了涡轮发动机的总长度。此外，由于外涵燃烧室C采用连续旋转爆震技术，使外涵燃烧室C由常规的等压燃烧转变为近似等容燃烧，从而显著提高了热效率，由此降低了涡轮发动机的耗油率，进而可延长外涵燃烧室C的工作时间。