外燃自冲压喷气动力装置的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种外燃自冲压喷气动力装置，包括加热反馈单元和加力单元。加热反馈单元包括加热室、热气流反馈管、前级尾喷管和外置燃烧室；加力单元包括后级混合室和后级尾喷管。热气流反馈管的气体出口喷射出的热反馈气流与被热反馈气流激射携带的空气流混合一并进入加热室内混合加热，经加热后的部分气体通过前级尾喷管喷出并激励携带着空气流一并进入后级混合室，经加热后的另一部分气体进入热气流反馈管内；受前级尾喷管喷射出的气流激励的空气通过后级空气进口进入后级混合室内，并与前级尾喷管喷射出的气体混合，之后通过后级尾喷管喷出，化为推力。本发明的装置结构简单，无旋转部件，制造成本低，运行安全可靠，有效的保障了飞行安全。
【专利说明】
外燃自冲压喷气动力装置
技术领域
[0001]本发明涉及一种动力装置，更具体地说，是涉及一种外燃自冲压喷气动力装置。
【背景技术】
[0002] 在航空领域，发动机主要有涡喷机，涡扇机，涡桨机，涡轴机;也出现过脉冲机和冲 压机。
[0003] 其中，涡喷机主要存在下述问题：1、不适合高超音速飞行；2、易发生喘振自毁；3、 飞鸟进入可致毁；
[0004] 冲压机主要存在下述问题：1、零航速下不能自启动，飞机上不能用；2、亚声速飞行 中，效率极低，无实用价值;3、超燃冲压机，火焰不稳定，容易熄火，难以再点燃。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的是针对以上所述尚存在的功能缺陷，发掘流体力学和热力学交叉之 潜力，摒弃压气机和燃气涡轮机，而提供一种外燃自冲压喷气动力装置。
[0006] 为实现本发明的目的所采用的技术方案是：
[0007] -种外燃自冲压喷气动力装置，包括加热反馈单元和加力单元，所述加热反馈单 元包括加热室、热气流反馈管、前级尾喷管和外置燃烧室，所述加热室置于所述外置燃烧室 内，所述加热室一端设置有前级空气进口，所述加热室另一端设置有前级气流出口，所述前 级气流出口与所述前级尾喷管的气体进口连接;所述热气流反馈管的气体进口固定连接于 所述加热室与所述前级气流出口相对应的一端，所述热气流反馈管的气体出口固定连接于 所述加热室与所述前级空气进口相对应的一端;所述加力单元包括后级混合室和后级尾喷 管，所述后级混合室的前端设置有后级空气进口，所述前级尾喷管的气体出口喷射出的气 流进入所述后级混合室，所述后级混合室的气体出口端与所述后级尾喷管连接;所述热气 流反馈管的气体出口喷射出的热反馈气流与被所述热反馈气流激射携带的空气流混合一 并进入所述加热室内混合加热，经所述加热室加热后的部分气体通过所述前级尾喷管喷出 并激励携带着空气流一并进入所述后级混合室，经所述加热室加热后的另一部分气体进入 所述热气流反馈管内；受所述前级尾喷管喷射出的气流激励的空气通过所述后级空气进口 进入所述后级混合室内，并与所述前级尾喷管喷射出的气体混合，之后通过所述后级尾喷 管喷出，化为推力。
[0008] 所述热气流反馈管喷射出的气体激励携带新鲜空气一并进入所述加热室形成自 冲压，所述加热室的入口处的混合气的涌入速度U>1020m · S4。
[0009] 在所述加热室中气流的温度为2000±200°C。
[0010] 所述加热室的材料为钨系或高温陶瓷材质。
[0011] 与现有技术相比，本发明的有益效果是：
[0012] 本发明的动力装置通过反馈激发的方式，使得前级成为一台小推力外燃自冲压喷 气装置，前级的小推力再与后级的加力单元放大作用结合，形成大推力自冲压喷气动力总 成。可以用于喷气式飞机、超音速巡航导弹、飞袭快艇。具有下述优点：
[0013] 1、结构简单，采用外燃形式冲压结构，无旋转部件，制造成本低。
[0014] 2、运行安全：由于高温室中无高速旋转的部件，减少了发生故障的几率，无喘振， 运行安全可靠。
[0015] 3、飞行安全：由于本装置中各室各管内是空的，无任何部件，对气流没有障碍，当 飞鸟等异物进入后会随着气流被喷出，有效的保障了飞行安全。
[0016] 4、节约燃料：同油量航程可以拓展为6.8倍，轰炸机可以实现无空中加油而飞赤道 一圈；民航机节油85.3%，既减少排放又升高了利润空间。
[0017] 5、宽谱运行:从MoO. 7-M6，即从低空的亚声速至高空的高超声速飞行均可采用此 类装置为动力，且避开了超燃冲压机空中熄火之险。
[0018] 6、高推重比：在役飞机中，涡喷机推重比最高7.36，涡扇机最高8.5，本发明的外燃 自冲压喷气动力装置的推重比可达50以上。重量轻了更省油。
【附图说明】
[0019] 图1所示为本发明外燃自冲压喷气动力装置的结构原理图。
【具体实施方式】
[0020] 以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。
[0021] 图1所示为本发明外燃自冲压喷气动力装置的结构原理图，包括虚线左侧的加热 反馈单元和虚线右侧的加力单元。所述加热反馈单元包括外置燃烧室6、加热室1、热气流反 馈管5和前级尾喷管2。所述加热室1置于所述外置燃烧室6内，所述加热室1 一端设置有前级 空气进口，所述加热室1另一端设置有前级气流出口，所述前级气流出口与所述前级尾喷管 2的气体进口连接。所述热气流反馈管5的气体进口固定连接于所述加热室1与所述前级气 流出口相对应的一端，所述热气流反馈管5的气体出口固定连接于所述加热室1与所述前级 空气进口相对应的一端。所述加力单元包括后级混合室3和后级尾喷管4,所述后级混合室3 的前端设置有后级空气进口，所述前级尾喷管2的气体出口喷射出的气流携带着受激空气 一并进入所述后级混合室3,所述后级混合室3的气体出口端与所述后级尾喷管4连接。受热 气流反馈管5射流的激励和携带的空气通过所述前级空气进口进入所述加热室1内，并与所 述热气反馈管5的出口喷射出的热反馈气流混合在所述加热室1内被加热，经所述加热室1 加热后的部分气体通过所述前级尾喷管2喷入所述后级混合室3,经所述加热室1加热后的 另一部分气体进入所述热气流反馈管5内。空气受前级尾喷管2射流的激励和携带通过所述 后级空气进口进入后级混合室3内，并与所述前级尾喷管2喷射出的气体混合，之后通过所 述后级尾喷管4喷出，获得推力F 4。
[0022]所述热气流反馈管5喷射出的气体和被它激发的空气混合并以速度U多Mo3(U多 1020m · ?Γ1)的速度进入所述加热室1形成自冲压，取代了涡喷机中的压气机。
[0023] 所述加热室1可将气流加热至2000±200°C。
[0024] 所述加热室1的材料优选为钨系材质或高温陶瓷。
[0025] 前级加热室1及后级混合室3的形状为曲面，与涡喷机燃烧室相似。进入加热室1的 混合气，以高速度涌入大截面，气流减速、静压升高，形成自冲压。加力级化高流速小质量气 流为低流速大质量的混合气，再沿后级尾喷管4喷出后化为更大的推力，不消耗燃料把前级 推力放大多倍。
[0026] 图1中：虚线左侧为加热反馈单元;虚线右侧为加力单元;其中，外置燃烧室6的火 焰温度约2500°C ± 200°C，贴有外加保温层（图中略）。在加热室1中，涌入的混合气被加热至 (2000 ± 200) °C，混合气质量min-!=mf+mf '。前级尾喷管2的喷流质量m2，速度U2(前级尾喷管2 的推力F2 = m2XU2)，与受其激励的空气m2'一并进入后级混合室3中，合成质量min-3。热气流 反馈管5的喷流质量mf，速度Uf，并激励出空气mf '，ιμ与mf '混合为nun-ι，以1020m · s^1的速度 进入加热室1中。在后级混合室3中，涌入的气流min-3为Π 12和被它激入的空气Π 12 '之和。后级尾 喷管4的喷流质量m4=min-3，速度U4，后级尾喷管4的推力F4=m4 X U4。
[0027] 实施例
[0028] 外置燃烧室6可以采用常规的有多种方案供选择。其中之一是常规的巨大喷灯型 外置加热装置，组成包括油箱、油栗、汽化区、燃烧室、废气管。汽化区是提前预热的，点燃后 进入自加热，维持高温。
[0029] 高压煤油经喷管高速喷出，经高温汽化区化为高速气流并携带足量的环境大气一 并涌入燃烧室，充分燃烧为加热室1供热。废气管经管路热交换为进入所述燃烧室的环境大 气预热，以回收热能，并且提高燃烧温度。
[0030] 受激励而涌入加热室1的空气，温度为0°(：，质量111/为8.5291^*8_1;进入加热室1 中的混合气流，其质量11^- 1为13.5291^.一，速度1^-1为比3(102〇111.一），在加热室1中被 加热至约2000°C;
[0031] 其中一股较多的气流在前级尾喷管2中绝热膨胀(冷至0°C)，喷出气流质量肥为 8.0529kg · s-1，射速U2为 1677.83m · s-1;
[0032] 加热室1中被加热至近2000°C的气流的一小部分(5kg · s^)经热气流反馈管5作绝 热膨胀，经其末端以财=1677.83111.『1的速度喷出，并携带8.5291^.『1的空气，一起涌入 加热室1内，再加热，再喷出，一遍又一遍地循环......
[0033] 适应不同要求，设计书中有不同的数据群。上文中取出了一组典型数据(适合航速 M0.7-M1.2)，亦作为下文的原始依据。
[0034] 一、混合气温度和JET-2射流初速度的确定
[0035] (1)混合气温度
[0036]符号约定：JET-F为热气流反馈管末端喷出的反馈气流:流量mf，流速Uf ;mf '为被 JET-F激入加热室1的环境大气;即为反馈气流与受激空气之和，即涌入加热室 1的混合气。
[0037] 运行要求:涌入加热室的混合气质量mu，流速必须等于或高于13(注：当涌入冲 压发动机的气流达到Μ〇3，热效率τι~0.64堪付诸实用。参见《流体力学概论》）。
[0038] 已知条件：mf = 5kg · 8^,1111^=8.5291^ · s - 1·混合气流min-1 = 5 + 8.529 = 13.529kg · s-1混合气涌入加热室1的速度Uin-pMc^即1020m · s-1)。
[0039] 混合气动能：Ε.?η-.尸|min-!Xu」iu-产·^· X13. 529kg ?s_1 (1020m ·5_1)"=7037785. 8J *s_1 此动能就是反馈气流JET-F的动能，已知mf = 5kg · ?Γ1，则要求JET-F的射流初速为UF，
[0040]
[00411 JET-F是从高温T绝热膨胀至0°C转化的动能Εκ，而且
[0042] 绝热膨胀动會
1Y± mo l
[0043] 故而混合气须加热?
[0044] (2)JET-2 的初速：
[0045] JET-2即前级尾管2的喷流：质量流m28.529kg · ?Γ1，速度U2;基于同一加热，相同 温差的绝热膨胀。故而U2 = Uf=1677.83m · S一、
[0046] 即，JET-2质量流率8.529kg · s-1，流速 1677.830m · s-1。
[0047] 二、前级推力：F2=m2Xu2 = 8.529kg · 5+^1677.830111 · 84 = 14310.2141
[0048] 三、后级为无源加力器，无需再加燃料。受JET-2激励进入后级混合室3中的空气为 Air2，令其流量为JET-2的299倍，即涌入混合气质量min-3 =m2+m2 ' =m2+299ni2 = 300m2，且令 气流JET-2和Air2在后级混合室3内混合中能量损失为零，则必^
己知，JET-2推 力为?2 = 1112乂1]2=14310.2141根据能量守恒定律，此时，后级尾喷管4喷射出的气流邛1'-4 提供的推力F4为：
[0049]
[0050] 可见此无源加力器之功效:毋须耗油，竟把推力放大至17.32(即倍！
[0051] 此倍数可以实现，工业喷灯在使用中，被挟涌入的空质量:可燃气质量就是NX 102 (N~1-5)作业温度愈低，N值愈高。
[0052]四、前级油耗
[0053]本机为外燃型，且膨胀充分，喷流降至0°C (比照：通常涡喷机涡喷流约500°C)，前 级喷流燃烧动能:燃烧热能~〇. 4，故前级燃油消耗Hbil为：
[0054] πι〇η=(前级射流动能+ 0.4)+煤油热值=l/2X8.529kg · 3+^(1677.83111 · S-1)2 ^0.4^42845000J · kg_1^0.7kg · S_1〇
[0055] 五、整机推力：油耗为r
[0056] ，.....--,<，，、.，· ' * } - 〇u .
[0057] 参考值:WS-10A额定推力86370N,耗油率 1.667kg · S-^0.6951^/(^ · h),则其推力 油耗比值）
[0058]则本发明的动力装置的推力：油耗值为WS-10A的倍数A为：
[0059]
[0060] 换言之，获同等推力，本发明的动力装置耗油仅为WS-10A的14.7%，节油85.3%。 同理，本发明的动力装置耗同量的燃油其推力为WS-10A的6.8倍。
[0061] 当作为飞机的动力时，需要与其他具有满足运行条件的配套装置结合使用。本发 明还可以用在其他领域:如:高超音速巡航导弹，武装侦察无人机，两栖地效导弹驱逐舰等。
[0062] 六、系统启动
[0063]可以选用常规的启动设备。如启动设备由压缩空气瓶(25atm)，启动阀门，射流喷 嘴S组成。
[0064]本发明的启动运行过程如下：
[0065] 1、启动过程：
[0066] (A)阀门瞬间打开(比如开启0.1S复关闭）
[0067] (B)射流喷嘴S给出气流脉冲:约2000m · s-llkg · s-S0.1S;(钢瓶空气约25atm)
[0068] (C)有2.844kg · s-1的空气被激励进入加热室；
[0069] (D)射流和空气流混合流量3.844kg · s-1，流速1020m · s-1;
[0070] (E)混合气在前级加热室1中骤然减速，静压上升至约5atm左右；
[0071] (F)压力混合气被加热至高温约2000°C ;
[0072] (G)压力高温气体的一支，经前级尾喷管2作绝热膨胀加速喷出，形成推力F2，F 2 = m2 X U2 〇
[0073] (Η)压力高温气体的另一支，实施反馈自冲压:经热气流反馈管5做绝热膨胀加速 喷射出mf，并带动新鲜空气mf'一同涌入加热室中，再加热，再膨胀，再反馈自冲压......m f 和mf '越来越大，达到了设计值进入稳定运作。
[0074] 经热气流反馈管喷出的气流是"自启动气流"。热气流反馈管连续喷出"自启动气 流"，前级加热反馈单元连续运行，并连续产生推力F2,前级加热反馈单元由启动进入持续 运行了，启动过程完毕。
[0075] 2、前级加热反馈单元推力
[0076] (A)进到加热室1入口处的混合气必须确保流速1020m · s一、
[0077] (B)热气流反馈管5喷射的气流mf出于加热室1又喷回加热室1，属系统内自循环， 不计入系统进出口。
[0078] 忠于基尔霍夫定律，故而受激涌入加热室1的空气流量=前级尾喷管2喷出的流 量，即m2=mf '。
[0079] 数据举例
[0080] ①令加热室1入口的混合气速度为1020m · s-S加热至1977°C，绝热膨胀降温至0 °C，即温差 ΛΤ = 1977Κ。
[0081 ]如是，前级尾喷管2和热气流反馈管5的射流速度约为1677.83m · ?Γ1，已知mf = 5kg · s-1 〇
[0082]②因为要求涌入加热室1的混合气流速度Uin-^02(? · s'据动能守恒可知，涌入 加热室1的混合气nun-i流量13.529kg · S-1。
[0083] -m-Λ ---------
[0084] ③即受激励而涌入加热室1的空气流量为= 529-5 = 8.529kg · s -ι ο
[0085] ④可知前级尾喷管2喷射推力F2为:F2=m2XU2 = 8.529kg · s-^ 1677.83m · s-1 = 14310.212N
[0086] 3、加力单元推力（已知前级尾喷管喷流速度U2，流率m2)
[0087] 根据能量守恒定律，在被认为无损失的环节中，可以由（高流速X小流量)经激射 化为(低流速X大流量），达到预期效果，例如，已知动能E_2=4:n￥U22,前级推力F2=m2 · U2 2
[0088] 激射换流爻
[0089] 则_
，能量未变。
[0090] 相应的推力）
没加入燃料，推力放大 了#倍，故谓之无源加力器。
[0091] 数据举例：
[0092]①令受前级尾喷管2射流激励而进入后级混合室3的空气m2 '流量为!112的299倍，既 m2' =299π?2〇
[0093] ②涌入后级混合室3的气流是min-3=m2'+m2 = 300m2。
[0094] ③总能量不变，E !=E」=士 X ，而流量m3 = 300m2，则必定有后级尾管喷流速度U4 为
[0095]
[0096]④后级尾喷管4喷流推力F4
[0097]
#.51..111
[0098] ⑤此时后级尾喷管4的喷流速β
。
[0099]可见:经过本无源加力单元后推力放大倍数为K =v^=17. 321倍。
[0100] 4、本机优点
[0101] (A)极为省油：耗油率降至如说明书所述，本发明耗油率同比为WS-10A的 14· 7%，即同推力节油85 · 3%。以本装置为动力的飞机，同比航程将为波音747的6 · 8倍。
[0102] (B)结构简单造价低:本机中无压气机、无燃气涡轮，由"空筒子"构成，造价约为涡 扇机的6%。
[0103] (C)运行稳定高度安全:无喘振，无运动部件磨蚀、损坏，鸟类飞入无害，预测事故 率为涡扇机的1 %，即安全系数提高至100倍。
[0104] (D)无运动部件磨损，维修成本低至1 %。
[0105] (E)寿命长，可超过20万摩托小时以上。
[0106] (F)大推重比可达50以上，采用此类装置的飞机自重更轻，更省油。
[0107]以上所述仅是本发明所揭示的一个新方向一一外燃自冲压喷气发动机。应当指出 的是，对于本领域的技术人员来说，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。
【主权项】
1. 一种外燃自冲压喷气动力装置，其特征在于，包括加热反馈单元和加力单元，所述加 热反馈单元包括加热室、热气流反馈管、前级尾喷管和外置燃烧室，所述加热室置于所述外 置燃烧室内，所述加热室一端设置有前级空气进口，所述加热室另一端设置有前级气流出 口，所述前级气流出口与所述前级尾喷管的气体进口连接;所述热气流反馈管的气体进口 固定连接于所述加热室与所述前级气流出口相对应的一端，所述热气流反馈管的气体出口 固定连接于所述加热室与所述前级空气进口相对应的一端;所述加力单元包括后级混合室 和后级尾喷管，所述后级混合室的前端设置有后级空气进口，所述前级尾喷管的气体出口 喷射出的气流进入所述后级混合室，所述后级混合室的气体出口端与所述后级尾喷管连 接;所述热气流反馈管的气体出口喷射出的热反馈气流与被所述热反馈气流激射携带的空 气流混合一并进入所述加热室内混合加热，经所述加热室加热后的部分气体通过所述前级 尾喷管喷出并激励携带着空气流一并进入所述后级混合室，经所述加热室加热后的另一部 分气体进入所述热气流反馈管内；受所述前级尾喷管喷射出的气流激励的空气通过所述后 级空气进口进入所述后级混合室内，并与所述前级尾喷管喷射出的气体混合，之后通过所 述后级尾喷管喷出，化为推力。2. 根据权利要求1所述的外燃自冲压喷气动力装置，其特征在于，所述热气流反馈管喷 射出的气体激励携带新鲜空气一并进入所述加热室形成自冲压，所述加热室的入口处的混 合气的涌入速度U彡1020m · s-1。3. 根据权利要求1或2所述的外燃自冲压喷气动力装置，其特征在于，在所述加热室中 气流的温度为2000 ± 200°C。4. 根据权利要求3所述的外燃自冲压喷气动力装置，其特征在于，所述加热室的材料为 妈系或尚温陶fe材质。
【文档编号】F02K7/14GK105952551SQ201610300759
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月9日
【发明人】李治国, 李天佐
【申请人】李治国