本发明涉及发动机技术领域,更具体地说,是涉及内燃型自起动冲压喷气发动机(neiranxing.ziqidong.chongya.fadongji,缩写为nzcf)。
背景技术
飞机动力多采用涡扇机,多重因素制约了涡扇改进,例如:振动限制了风扇(涵道比)增大,音速限制了压气机叶片加长,耐热材质限制了涡前温度的提高等等。涡扇机同时存在致命缺陷,例如:喘振、飞鸟……;涡扇机尤其不适应高超音速飞行。
早期曾有人将小型冲压机安装在旋翼末梢,靠人力转动旋翼,起动冲压发动机,进而直升。现役地空导弹中,第二级多有用冲压机者。冲压机无喘振,不怕飞鸟,更安全,更长寿,更廉价,更适用于超高音速飞行。但至今冲压机尚未实用在飞机上:只因冲压机在零航速下不能启动。
技术实现要素:
本发明所要解决的技术问题是,克服现有技术中存在的不足,提供一种内燃型自起动冲压喷气发动机。
本发明内燃型自起动冲压喷气发动机,通过下述技术方案予以实现,由前级和后级组成,前级和后级的形状相同,都是由球体前管和椎体尾管组成,前级的椎体尾管进入后级的球体前管,前级是内燃型自起动冲压发动机主体,后级是无源推力提升器,相当于大涵道风扇;前级发动机壳体内安装甲醇气化器,甲醇气化器的燃烧室内贴壁缠绕盘管,管路a的一端与高压醇泵相连接,管路a的另一端与盘管一端连接,盘管的另一端连接管路d,管路d的末端出口为甲醇高压喷嘴b,管路d的初始端安装阀门v,与甲醇高压喷嘴相邻设置防风火炬群,防风火炬群由六枚火炬组成,火炬的火焰朝向分别为:前、后、上、下、左、右。
与现有技术相比,本发明与涡扇机相比具有如下效果是:
1.结构简单无比,没有燃气涡轮,没有压气机,没有风扇,工艺至为简单。
2.制造成本低到10-1级乃至10-2级。
3.寿命成10倍地延长。
4.飞行成本大幅度下降。
(1)发动机折旧降到10-2级。
(2)燃料消耗费用只有涡扇机的25%。
5.安全系数以10+2倍率提高。
(1)无风扇、无压气机,无高温涡轮,涡扇机这三处常出的故障,对应的在nzcf中都是0。
(2)不怕飞鸟,涡喷机、涡扇机因飞鸟撞入,致使发动机损伤烧毁,导致恶性事故,这个航空界世界性难题,在“nzcf”中化为零了。
(3)nzcf飞行中火焰稳定受控,无熄火,无喘振等涡扇(涡喷)机的痼疾。
附图说明
图1是本发明结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。应当理解,此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明,并不用于限定本发明。
如图1所示,本发明由前级1和后级2组成,前级1和后级2的形状相似,都是由球体前管和椎体尾管组成,前级的椎体尾管进入后级的球体前管,前级1是内燃型自起动冲压发动机主体,后级2是无源推力提升器,相当于大涵道风扇;前级1发动机壳体内安装甲醇气化器,甲醇气化器的燃烧室内贴壁缠绕盘管,管路a的一端与高压醇泵相连接,管路a的另一端与盘管一端连接,盘管的另一端连接管路d,管路的末端出口为甲醇高压喷嘴b,管路d的初始端安装阀门v,与甲醇高压喷嘴相邻设置防风火炬群,防风火炬群由六枚火炬组成,火炬的火焰朝向分别为:前、后、上、下、左、右。
前级1发动机壳体内壁设置耐高温内衬。
“防风火炬群”的防风原理:此火炬群由六枚小火炬组成,火焰朝向分别为:前、后、上、下、左、右。“六朝向”可确保在紊流中火焰稳定。
炬群作用:(1)nzcf起动时火炬群为气化器ab的盘管预加热,令其中甲醇气化,在管中形成高压甲醇气体。(2)“防风火炬群”对喷嘴b射出的高速甲醇气流时刻起点燃作用,飞行中确保nzcf不会熄火。为了突出nzcf主流程,示图中未画出“防风火炬群”。
下面简述nzcf起动过程
(一)预热阶段:
飞行员遥控点燃“防风火炬群”,对气化器盘管加热,使盘管内甲醇气化,形成高压甲醇蒸气。
(二)热机起动:
当“盘管”内甲醇气化达到标定值时,打开喷嘴b上游的阀门“v”,高压甲醇气以高超音速从喷嘴b喷出(g),并将多倍质量空气(air)激入燃烧室,与甲醇气混合燃烧,混合气对燃烧室的冲击,形成高压,实现压力燃烧,高温高压燃气在前级的尾管内绝热膨胀,高速经尾管喷出,显现推力,完成nzcf的起动。
nzcf起动了,混合气在前级内实现压力燃烧,也同时加热气化器的盘管,盘管内继续充满高压甲醇气,维持了nzcf连续运行。
以下简述额定推力运行数据
设三处观察点:see-ⅰ、see-ⅱ、see-ⅲ,(高压醇气流量1kg*s-1)
see-i
(1)喷嘴b甲醇气射出速度ug,设计为额定速度ug为
ug=7000m*s-1=m020.588(m01=340ms-1)
(2)盘管内甲醇气压强度,pg,
(3)醇气喷射的动能
(4)激入空气流量
设定混合空气冲入燃烧室的速度m03(m03时,冲压喷气发动机热能-动能转化效率η=0.64…见注释1)
混合气质量
剔除甲醇气流1kg·s-1,显然,激入前级1的空气质量mair-1=46.096kg*s-1。
see-ii
(1)前级中燃烧的热能,eh=22.703*106j*kg-1*1kg*s-1=22.703*106j*s-1
(2)前级中燃烧完毕,热气总能量eσ=醇气喷射动能eg+醇气燃烧热能eh=(24.5+22.703)*106j*s-1=47.203*106j*s-1,
(3)前级尾管喷气动能为:
冲入前级1的混合气流速度为m33,该级燃气总能量eσ→喷流动能的转化效率=0.64,故而前级1的尾口喷流动能为
ej1=eσ*η=47.203*106j*s-1*0.64=30.209*106j*s-1
(4)前级尾管喷出气流量=进入前级中混合气流量
mj1=mm=47.096kg*s-1…(前级尾管喷出气流质量mj1=前级入口混合气流质量mm)(5)前级尾管喷流速度uj1
(6)前级尾喷流体现的推力
f1=mj1*uj1=47.096kg*s-1*1129.258m*s-1≈53kn
see-iii
(1)后级的尾喷气流速度设定为uj2=150m*s-1(此速度低有利节能)
(2)后级的入口混合气流质量m2为
显然,激入后级的空气mair-2为mair-2=m2-mj1≈2679-47≈
2632kg*s-1
(3)后级尾喷管体现的推力f2为
f2=m2*uj1≈2679kg*s-1*150m*s-1≈402kn
“nzcf”一流的大推力发动机。
以上所述仅是本发明的优选实施方式,应当指出的是,对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明原理的前提下,还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。