超音速内燃航空发动机的制作方法

本发明涉及一种航空发动机，具体为一种超音速内燃航空发动机。

背景技术：

目前，现有的航空发动机主要有三大类：活塞内燃机、燃气轮机和冲压式发动机。

活塞内燃机一般只能用于较小功率和较低飞行速度的飞机，在同等较低的飞行速度下，发动机本身热效率比燃气轮机高，但推重比小；

燃气轮机，由于属于外燃机，在较低飞行速度下，本身热效率低于同等功率的内燃机，造价高。突出的优点：推重比大、单机功率大；

冲压式发动机在高速飞行时热效率最高、推重比最大、造价低，但缺点是：低速飞行时热效率超低，无法从静止状况下自行发动起飞。

技术实现要素：

本发明目的是为了提高航空发动机的效率，降低航空发动机的造价、维护费、以及燃料费用，提供了一种超音速内燃航空发动机。

本发明的技术方案是，一种超音速内燃航空发动机，其特征在于：结构包括机身，机身内设有离心压缩机、内燃机机组，活塞内燃机、喷气装置，离心压缩机位于机身的前部，所述的内燃机机组位于机身中部，喷气装置位于机身后部。

与现有装置相比，本发明的创新之处在于：在内燃机机身的前部和中部，安装离心压缩机，采用离心压缩机组对空气进行压缩，活塞内燃机组用于燃烧和膨胀做功，在发动机中部设置压缩燃烧膨胀喷管或者尾部设置冲压燃烧膨胀喷管，产生推力。如果安装扇叶组，活塞内燃机也可以带动扇叶旋转产生推力；自身排气喷射也产生少量推力。

所述的离心压缩机包括离心压缩机组蜗壳，离心压缩机组叶轮、增速箱、所述的离心压缩机组蜗壳中部设有内燃机主轴、内燃机主轴上设有离心压缩机组叶轮、在离心压缩机组叶轮和离心压缩机组蜗壳之间设有增速箱，离心压缩机组叶轮外端设有离心压缩机叶轮盖，在机身前部连接有离心压缩机组前整流罩。

所述的内燃机组位于机身中部，内燃机组包括内燃机机箱，所述的内燃机机箱内设有内燃机气缸、内燃机活塞，内燃机主轴轴承、内燃机连杆、内燃机曲轴、内燃机主轴伞齿轮，内燃机主轴、内燃机连杆一端连接内燃机活塞，另一端连接内燃机曲轴，内燃机曲轴外端设有锥齿，在内燃机主轴上设有内燃机主轴伞齿轮，所述的锥齿和内燃机主轴伞齿轮啮合，内燃机气缸内设有内燃机喷油嘴、内燃机高压油管、内燃机火花塞，内燃机进气管，内燃机气缸底部设有内燃机排气门、内燃机进气门，内燃机排气门连接内燃机排气门油冷电磁执行器，内燃机进气门连接内燃机进气门油冷电磁执行器，内燃机进气门连接内燃机进气管，在机身外侧设有内燃机冷却风进口和内燃机润滑油冷却管、内燃机冷却风进口内设有内燃机润滑油泵、内燃机润滑油泵连接内燃机润滑油冷却管。

所述的喷气装置包括锥形的内燃机排气喷管、内燃机排气喷管后部连接内燃机排气喷口，在内燃机排气喷管外设有内燃机冷却风道。

内燃机冷却风道外侧设有冲压燃烧膨胀喷管燃烧室，冲压燃烧膨胀喷管燃烧室内设有冲压燃烧膨胀喷管喷油嘴及冲压燃烧膨胀喷管火花塞、冲压燃烧膨胀喷管燃烧室内前端设有冲压燃烧膨胀喷管进气环形涵道，后端设有喷口，冲压燃烧膨胀喷管进气环形涵道内设有冲压燃烧膨胀喷管涵道入口导流片，喷口内设有冲压燃烧室出口导流片。

在机身前端还设有风扇，风扇包括扇叶组涵道外壳、扇叶组轴，在扇叶组轴外端设有轴芯整流罩，扇叶组轴上由外向内依次设有扇叶组1级动叶，扇叶组1级静叶，扇叶组2级动叶，扇叶组2级静叶；扇叶组轴最内端连接内燃机主轴；

所述的扇叶组1级静叶及扇叶组2级静叶和扇叶组轴之间通过扇叶组轴承连接，扇叶组1级静叶及扇叶组2级静叶外端与扇叶组涵道外壳连接。

在扇叶组涵道外壳上设有扇叶组润滑油箱，扇叶组润滑油泵，扇叶组润滑油冷却管，扇叶组润滑油泵将扇叶组润滑油箱内的润滑油泵出，并且通过扇叶组润滑油冷却管注入到7扇叶组轴承内。

与现有的航空发动机相比较，现有的航空发动机受高温合金材料限制，燃气轮机燃烧温度很难超过1600℃。而本申请技术方案由于使用了内燃机燃烧温度可以轻易超过2500℃，燃油效率高。气缸可以有效冷却，其本身温度不高(≤300℃)，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及维护费。应用此技术的内燃机对燃油没有特殊要求，可以降低燃油成本。

应用此技术的3倍音速飞行的航空发动机总效率可以达到95％，超过现有的最先进的85％；造价及维护费低至20％。超音速航空发动机单机功率可以达到300000kw，推力超过30吨，而其外径≤1.6米。特别是超音速航空发动机在亚音速飞行时，效率比现有的涡扇航空发动机效率高一倍。其推重比与现有的涡扇航空发动机相当(或略大)，外径和长度也相当。

附图说明

图1为本发明的结构图之一；

图2为本发明的构造图之二；

图3为图1的A-A剖视图；

图4为图1的B-B剖视图；

图5为图4的C-C剖视图；

图中：1轴芯整流罩、2扇叶组轴、3扇叶组1级动叶、4扇叶组涵道外壳、5扇叶组1级静叶、6扇叶组2级动叶、7扇叶组轴承、8扇叶组2级静叶、9扇叶组润滑油冷却管、10扇叶组润滑油箱、11叶轮入口密封、12扇叶组润滑油泵、13离心压缩机组叶轮、14增速箱、15离心压缩机组蜗壳、16内燃机冷却风进口、17内燃机润滑油泵、18内燃机润滑油冷却管、19内燃机气缸、20内燃机活塞、21内燃机气缸套、22内燃机排气门、23内燃机进气门、24内燃机排气喷管、25冲压燃烧膨胀喷管涵道入口导流片、26冲压燃烧室出口导流片、27内燃机冷却风道喷口、28内燃机排气喷口、29冲压燃烧膨胀喷管喷口、30保温材料、31冲压燃烧膨胀喷管燃烧室、32冲压燃烧膨胀喷管火花塞、33冲压燃烧膨胀喷管火焰稳定器、34冲压燃烧膨胀喷管喷油嘴、35内燃机排气门油冷电磁执行器、36内燃机进气门油冷电磁执行器、37冲压燃烧膨胀喷管进气环形涵道、38内燃机气缸盖、39启动马达、40发电机、41内燃机主轴轴承、42内燃机连杆、43内燃机曲轴、44内燃机主轴伞齿轮、45发动机安装架、46内燃机连杆轴承盖、47主轴中部轴承、48内燃机主轴、49离心压缩机组高压密封排气孔、50离心压缩机组高压密封、51离心压缩机叶轮盖、52离心压缩机叶轮锁紧螺母、53离心压缩机组前整流罩、54压缩燃烧膨胀喷管离心压缩机叶轮入口密封、55内燃机机箱、56内燃机进气管、57内燃机喷油嘴、58内燃机高压油管、59内燃机火花塞、60压缩燃烧膨胀喷管离心压缩机叶轮盖、61压缩燃烧膨胀喷管离心压缩机叶轮。

具体实施方式

如图1、2所示意，一种超音速内燃航空发动机，结构包括机身，机身内设有离心压缩机、内内燃机组，喷气装置，离心压缩机位于机身的前部，所述的内燃机组位于机身中部，喷气装置位于机身的后部。

离心压缩机包括离心压缩机组蜗壳15，离心压缩机组叶轮13、增速箱14、所述的离心压缩机组蜗壳15中部设有内燃机主轴48、内燃机主轴48上设有离心压缩机组叶轮13、在离心压缩机组叶轮13和离心压缩机组蜗壳15之间设有增速箱14，离心压缩机组叶轮13外端设有离心压缩机叶轮盖51，在机身前部连接有离心压缩机组前整流罩53。

具体而言，用于内燃机进气的离心压缩机组由叶轮进气盖、1级叶轮、扩压回流器、2级叶轮、蜗壳、高压密封、叶轮轴、轴承等组成(也可以采用1级压缩，特别是超音速飞行时，1级足够)。结构原理与普通斜流离心压缩机相同。其润滑冷却系统与扇叶组共用。叶轮轴通过增速箱与主轴相连。高压密封采用梳齿密封，泄漏气体回叶轮进气口或内燃机冷却风道。

从前到后，依次为叶轮进气盖、1级叶轮、扩压回流器、2级叶轮、蜗壳，相互之间用螺栓连接。高压密封位于蜗壳与轴之间。

增速箱位于离心压缩机与内燃机之间。如果采用高速内燃机(≥12000rpm)，可以取消此装置。采用高速内燃机对超音速发动机合适，扇叶、离心压缩机、内燃机可以采用同一根轴，减少发动机重量。

所述的内燃机组位于机身中部，内燃机组包括内燃机机箱55，内燃机机箱55内设有内燃机气缸19、内燃机活塞20，内燃机主轴轴承41、内燃机连杆42、内燃机曲轴43、内燃机主轴伞齿轮44，内燃机主轴48、内燃机连杆42一端连接内燃机活塞20，另一端连接内燃机曲轴43，内燃机曲轴43外端设有锥齿，在内燃机主轴48上设有内燃机主轴伞齿轮44，所述的锥齿和内燃机主轴伞齿轮44啮合，内燃机气缸19内设有内燃机喷油嘴57、内燃机高压油管58、内燃机火花塞59，内燃机进气管56，内燃机气缸19底部设有内燃机排气门22、内燃机进气门23，内燃机排气门22连接内燃机排气门油冷电磁执行器35，内燃机进气门23连接内燃机进气门油冷电磁执行器36，内燃机进气门23连接内燃机进气管56，在机身外侧设有内燃机进气管56，内燃机进气管56一端和内燃机进气门23连通，另一端和离心压缩机组蜗壳15连通。

在机身外侧设有内燃机冷却风进口16和内燃机润滑油冷却管18、内燃机冷却风进口16内设有内燃机润滑油泵17、内燃机润滑油泵17连接内燃机润滑油冷却管18。内燃机主轴48最内端设有启动马达39、发电机40。

内燃机组装置组可由多个并列在一起气缸、活塞、连杆、曲轴、伞齿轮、主轴、机箱、进气门、排气门、润滑冷却系统、电控高压燃油系统、电控气门系统、进气管、排气喷管、冷却风道、启动马达(液压或电马达)、发电机、电子电气控制器等组成。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(功率≥10000kw的亚音速飞行航空发动机)。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。气缸直径超过Φ300mm时，每个气缸可以设置2个以上的排气门，以增加气门响应速度。中小功率(≤5000kw)发动机，设置4个气缸比较合适。适当的小行程(小于气缸直径)，有利于节约空间。活塞采用喷油冷却，可以使用密度小的硅铝合金材料，减小其惯性。

本发明所述的超音速航空发动机内燃机进气压力3.5～6.5MPa，燃烧后气缸内气体温度2100～2500℃。

单个内燃机工作原理：活塞下行：进气(5～20％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。

电控燃油系统由油箱、输油泵、高压油泵、压电陶瓷喷油嘴、油管、电控板、电缆等组成。其中，油箱、输油泵、高压油泵、电控板等不安装在发动机本体上。

电控气门采用油冷却(也可以采用风冷)电磁线圈驱动，弹簧回位。

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。

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。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。位于尾部中心的排气喷管产生一定推力。

启动马达、发电机与主轴尾端连接，与主轴之间可以设置减速机和离合器或棘轮。

内燃机润滑油泵位于机箱内部下方。内燃机机箱即润滑油箱。润滑油冷却管位于机箱外面，整流罩内部。采用电驱动或液压驱动的油泵。

中低速飞行时，气缸采用低温低压排气(≤600℃，≤0.2MPa)效率高。高速飞行时，为了增大排气喷速，采用高温高压排气合适，但也不能太高(≤1300℃)，以免增加造价，降低热效率。

喷气装置包括锥形的内燃机排气喷管24、内燃机排气喷管24后部连接内燃机排气喷口28，在内燃机排气喷管24外设有内燃机冷却风道27。

内燃机组产生的高温高压燃气通过内燃机排气喷管24喷出，从而产生推力。

如图1所示意，超音速航空发动机的一种结构，内燃机冷却风道27外侧设有冲压燃烧膨胀喷管燃烧室31，冲压燃烧膨胀喷管燃烧室内31设有冲压燃烧膨胀喷管喷油嘴34及冲压燃烧膨胀喷管火花塞32、冲压燃烧膨胀喷管燃烧室31内前端设有冲压燃烧膨胀喷管进气环形涵道37，后端设有喷口，冲压燃烧膨胀喷管进气环形涵道37内设有冲压燃烧膨胀喷管涵道入口导流片25，喷口内设有冲压燃烧室出口导流片26。

如图2所示意，超音速航空发动机的另一种结构，在机身的外侧设有冲压燃烧膨胀喷管燃烧室31，冲压燃烧膨胀喷管燃烧室31内设有冲压燃烧膨胀喷管喷油嘴34及冲压燃烧膨胀喷管火花塞32、冲压燃烧膨胀喷管燃烧室31内前端设有冲压燃烧膨胀喷管进气环形涵道37，后端设有喷口，冲压燃烧膨胀喷管进气环形涵道37内设有冲压燃烧膨胀喷管涵道入口导流片25，喷口内设有冲压燃烧室出口导流片26。

在内燃机主轴48上还设有压缩燃烧膨胀喷管离心压缩机叶轮61，所述的压缩燃烧膨胀喷管离心压缩机叶轮61位于冲压燃烧膨胀喷管燃烧室31前端。在高速飞行时，可以给冲压燃烧膨胀喷管燃烧室31提供充足的空气促进燃烧。

冲压燃烧膨胀喷管位于发动机尾部，内燃机冷却风道外面，由进气环形涵道、燃烧室、火焰稳定器、喷油嘴、输油泵、高压油泵、油管、高压发生器、火花塞、电缆、电子电气控制器、喷管等组成。结构与普通冲压发动机相似。在高速飞行时，提供主要推力。

涵道入口设置入口导流片，让气流在燃烧室旋转，以增大燃烧路径，充分燃烧。在燃烧室出口(此处温度≤850℃)设置出口导流片，让气流沿轴线平行的方向喷出。如果采用喷口截面积可调的结构更有利于变工况下的高效，还可以改变气流喷射方向。

喷油嘴位于火焰稳定器的前方，靠近入口导流片，以便燃油与空气充分混合。火花塞位于火焰稳定器下方，有利于点火成功。

燃烧室温度也不宜太高(≤1500℃。1300℃时，热效率已经超过90％)，以免增加喷口温度，降低效率。环形燃烧室内外均有冷却，不需特别的高温合金。燃烧室内壁及火焰稳定器还可以采用陶瓷材料(耐温≥2000℃)。喷管可以采用超音速拉瓦喷管，降低喷口温度(≤300℃)，增加热效率。中低速飞行时，冲压燃烧喷管少喷油或不喷油，提高发动机整机的燃油效率。

压缩燃烧膨胀喷管由离心压缩机、燃烧室、火焰稳定器、喷油嘴、输油泵、高压油泵、油管、高压发生器、火花塞、电缆、电子电气控制器、喷管等组成。采用高速内燃机时，压缩机与内燃机同一根主轴。除增加压缩机外，其它部分与冲压燃烧膨胀喷管结构相似。特别适合于10000米高度，1～2倍音速飞行的航空发动机和30000米以上高度，2～4倍音速飞行的航空发动机。最大的特点是高速时，推重比大，可以超过25。低速飞行时，推力较小。10000米以下高度超高速飞行时，总效率不如冲压燃烧膨胀喷管。亚音速飞行时，总效率不如扇叶组。

如图1所示意，在机身前端还设有风扇，风扇包括扇叶组涵道外壳4、扇叶组轴2，在扇叶组轴2外端设有轴芯整流罩1，扇叶组轴2上由外向内依次设有扇叶组1级动叶3，扇叶组1级静叶5，扇叶组2级动叶6，扇叶组2级静叶8；扇叶组轴2最内端连接内燃机主轴48；

所述的扇叶组1级静叶5及扇叶组2级静叶8和扇叶组轴2之间通过扇叶组轴承7连接，扇叶组1级静叶5及扇叶组2级静叶8外端与扇叶组涵道外壳4连接；

在扇叶组涵道外壳4上设有扇叶组润滑油箱10，扇叶组润滑油泵12，扇叶组润滑油冷却管9，扇叶组润滑油泵12将扇叶组润滑油箱10内的润滑油泵出，并且通过扇叶组润滑油冷却管9注入到扇叶组轴承7内。

总之，扇叶组由2级动叶、2级静叶、扇叶轴、扇叶轴承、涵道外壳、润滑冷却系统等组成。扇叶轴可以与主轴同轴或者与离心压缩机同轴，也可以单独通过增速箱与其它轴相连。中低速(亚音速)飞行时，扇叶产生主要推力。结构原理与普通涡扇航空发动机相同。润滑油泵、润滑油箱位于涵道外壳下方内部。润滑油冷却管位于涵道外壳内部。采用电驱动或液压驱动的油泵。