一种冲量推力航空喷气式发动机的制作方法

本发明涉及一种冲量推力航空喷气式发动机，属于航空航天技术领域。

背景技术：

现有航空喷气式发动机主要由壳体、进气道、压气机、燃烧室和涡轮组成，经压气机压缩后的高压空气和燃料混合物进入燃烧室内燃烧，燃烧后产生的高温高压燃气推动涡轮运转，并从壳体尾部高速喷出从而产生推力。显然，涡轮能在高温、高压和高速运转条件下稳定工作，就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。因而涡轮制造采用的工艺复杂，材料昂贵，其研制成本和研制周期在发动机研制中所占比重大，成为航空发动机研制中主要难点，也是航空发动机先进性和复杂性的集中体现。

现有技术中为了降低故障率，保证涡轮材料不被高温燃气所融化，通常都要采取复杂的冷却手段进行涡轮冷却，比如：气膜冷却、冲击冷却和对流冷却等。这些冷却手段都是通过空心涡轮内部释放出来的冷却介质实现的。然而铸造出空心复杂气动外形的涡轮叶片这项技术至今被人称作是“工业王冠上的宝石”，已成为挑战各国航空工业的大难题。我国航空发动机研制的困难也主要体现在动力涡轮叶片的材料和工艺这两个方面。

另外原有航空发动机动力涡轮做功区是从燃烧室喷出的高温高压的气流进入动力涡轮做功区，冲击涡轮叶片，使它旋转带动发动机功率输出轴旋转做功，高温高压气流进入涡轮做功区运行的方向与动力涡轮旋转的方向相同，功率输出轴转动的线速度是冲击气流速度的50%，对动力涡轮来说，它的有效速度是进气速度的50%以，这样使得有效速度的利用率在50%，同时进气对动力涡轮产生具大的冲击力，冲击力轴向力所做功为零，不起作用，只径向力做功起作用，整个冲击力进行力的分解，径向力从理论上讲是整个冲击力的70%，这样做功区的实际有效功率为50%*70%等于35%，燃气利用率不高。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种冲量推力航空喷气式发动机，解决现有技术中航空喷气式发动机采用涡轮作为动力驱动存在涡轮制造工艺复杂、材料昂贵、研发成本和周期占比大、燃气利用率不高的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种冲量推力航空喷气式发动机，包括壳体、设于壳体内的进气道、压气机、燃烧室和发动机功率输出轴，还包括与发动机功率输出轴及压气机主轴传动连接的空心驱动轮、设于空心驱动轮圆周面上的空心驱动杆，所述空心驱动轮的内腔与空心驱动杆的内腔、以及燃烧室的出气口相连通；所述空心驱动杆上开设有与空心驱动杆内腔相连通的盲孔，所述盲孔内设有将燃气加压增速沿空心驱动轮圆周切线方向喷出的驱动喷嘴。

进一步的，所述壳体的尾部还设有加力燃烧室，所述加力燃烧室内设有加力喷嘴。

优选的，所述驱动喷嘴和或加力喷嘴为拉瓦尔喷嘴。

进一步的，所述发动机还包括设于壳体尾部的用于燃气膨胀加速的尾喷管。

进一步的，所述尾喷管内还设有火焰稳定器。

进一步的，所述尾喷管采用方向可调节喷嘴。

进一步的，所述燃烧室与空心驱动轮之间还设有固定推力挡板。

进一步的，所述燃烧室与空心驱动轮之间通过机械密封件连接，所述机械密封件嵌装于固定推力挡板内。

优选的，所述机械密封件包括侧齿式汽封件。

与现有技术相比，本发明所达到的有益效果是：采用空心驱动轮、空心驱动杆的设计结构取代现有技术中的涡轮设计结构，避开了涡轮制作工艺上的难点，空心驱动轮和空心驱动杆的制造工艺相对简单、维修方便、易损部件明显减少，降低了发动机的研发周期、研发成本和故障发生率；高温高压燃气经驱动喷嘴直接沿空心驱动轮切线方向喷出，喷射反作用力全部用于驱动空心驱动轮，不存在轴向分力，燃气转换效率高达100%，显著提高了燃料利用率。

附图说明

图1是本发明一种实施例的立体结构示意图；

图2是本发明一种实施例的截面图；

图中：1、壳体；2、压气机；3、燃烧室；4、机械密封件；5、固定推力挡板；6、空心驱动轮；7、空心驱动杆；8、驱动喷嘴；9、加力燃烧室；10、尾喷管；11、加力喷嘴；12、火焰稳定器。

具体实施方式

本发明提供的冲量推力航空喷气式发动机采用空心驱动轮6、空心驱动杆7结构取代现有技术中的涡轮驱动结构，将高温高压燃气所产生的冲量推力全部用于驱动空心驱动轮6，不存在涡轮驱动结构中的轴向分力，从而达到提高燃料利用率、使燃料转换效率达到100%目的；通过空心驱动轮6带动压气机2主轴及发动机功率输出轴运转，对航空飞行体产生向前的拉力，通过增设加力燃烧室9以进一步提高飞行速度，将旋转驱动和动力喷射推进分成两部分，能够明显降低设计要求，制造工艺相对简单、维修方便、易损部件明显减少，降低了发动机的研发周期、研发成本和故障发生率。

下面结合附图对本发明作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。

如图1、图2所示，本发明包括壳体1、壳体1内从前向后顺序布置的进气道、压气机2、燃烧室3、空心驱动轮6、加力燃烧室9和尾喷管10。空心驱动轮6并列设置有N个，N为大于等于1的正整数，N的实际取值可根据功率因素确定，每个空心驱动轮6的圆周面上均分布有M个空心驱动杆7，M为大于等于2的正整数。每个空心驱动杆7上均开设有与空心驱动杆7内腔相连通的一个或多个盲孔，盲孔内设有将燃气加压增速沿空心驱动轮6圆周切线方向喷出的驱动喷嘴8。需要说明的是，空心驱动轮6上各燃气喷射方向应当是同时沿空心驱动轮6的顺时针切线方向或逆时针切线方向，保证燃气喷射反作用全部用于推动空心驱动轮6顺时针或逆时针方向旋转。

本发明工作时，经压气机2压缩的高压空气和燃料混合后经进气道进入燃烧室3燃烧，产生的高温高压燃气进入空心驱动轮6、空心驱动杆7，经驱动喷嘴8喷出，喷射反作用力推动空心驱动杆7运动，带动空心驱动轮6运转，与空心驱动轮6传动连接的发动机功率输出轴和压气机2主轴同步运转，发动机运行产生向前的拉力，压气机2不断反复压缩吸入空气和燃料。从驱动喷嘴8喷射出的燃气经尾喷管10膨胀加速排出壳体1外，同时对发动机产生向前的推力，加快飞行体飞行速度。尾喷管10内还设有火焰稳定器12，尾喷管10采用方向可调节喷嘴。

为进一步提高飞行体的飞行速度，本发明在壳体1的尾部还设有加力燃烧室9，加力燃烧室9内设有加力喷嘴11。作为本发明的优选方案，驱动喷嘴8和或加力喷嘴11选用拉瓦尔喷嘴。

空心驱动轮6为旋转动力部件，为减少高温高压燃气从燃烧室3向空心驱动轮6输送过程中的泄漏，在燃烧室3与空心驱动轮6之间还设有固定推力挡板5，燃烧室3与空心驱动轮6之间通过机械密封件4连接，机械密封件4嵌装于固定推力挡板5内。机械密封件4可采用侧齿式汽封件。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。