[实用新型]高超音速涡旋增压推进发动机

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种发动机，特别是涉及一种涡旋增压推进发动机。

技术背景

名词解释：速度的M数是指该速度同同一介质中音速的比值。

现代航空发动机主要可分为燃气涡轮发动机和冲压发动机两大类。燃气涡轮发动机可分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机，其共同点是气流经过压气机增压，再到燃烧室燃烧，驱动燃气涡轮后从尾部喷出，推动飞机前进。冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速冲压发动机，其共同点是气流先经过进气道(又名扩压器)增压，再到燃烧室燃烧，最后从喷管喷出。其中亚音速冲压发动机具有扩张形亚音速进气道、收敛形喷管，空气增压比不大于1.89，M值不小于0.5；超音速冲压发动机具有超音速增压进气道、收敛或收敛扩散形喷管，M值1-6；高超音速冲压发动机M值5-16，燃料在超音速气流中燃烧。燃气涡轮发动机结构复杂，质量大，上限飞行速度的M数一般小于3；而冲压发动机的上限飞行速度的M数一般小于6。当飞行速度的M数大于6时，要求燃料能在超高速度状态下燃烧；但是由于燃烧室不可能做得很长，空气和燃料在燃烧室的接触时间太短，无法完全反应，导致燃烧效率随燃烧室空气流速的增大而急骤下降，因此制约了发动机工作速度的提升，所以现有的航空发动机在实际应用中实现其飞行速度的M数大于6有很大难度。

技术内容

本实用新型的目的是为了克服以上不足，提供一种涡旋增压推进发动机，可以提高燃料的利用率，从而大大提升其上限飞行速度。

为实现上述目的，本实用新型的涡旋增压推进发动机设有顺次连接的可调进气道(1)、起旋叶轮(26)、涡旋增压变直径短管(6)、涡旋燃烧室(9)、初解旋叶轮(10)、末解旋叶轮(12)、收敛段(13)和扩张尾喷管(15)。上述通道中部具有内外器壁，内外器壁之间是夹层空间，夹层空间两端开有燃料集送环管，涡旋燃烧室(9)的内壁开有燃料喷孔，并设有启动点火器(22)。

该发动机采用起旋叶轮对空气流进行起旋，再经过涡旋增压变直径短管进行增压后送入涡旋燃烧室，使燃料充分燃烧，再通过初解旋叶轮和末解旋叶轮解旋，最后燃气从扩张尾喷管作膨胀加速至发动机后端面高速喷出。由于涡旋增压技术在本实用新型中的采用，相比前文所述冲压发动机而言，增大了燃烧室入流空气的压力和密度，延长了混合气体在燃烧室内的留滞时间，并增加了不同流线上气团的相互引燃机会，从而可以极大提高燃烧效率，使得该发动机可在M3-13范围内连续有效工作，为高速飞行航空航天器提供推进动力。

附图说明

图1是本实用新型的实施例1的剖视图。

图2是本实用新型的实施例1的通流图。

图3是本实用新型的实施例1的涡旋增压变直径短管剖视图。

图4是本实用新型的实施例2的剖视图。

具体实现方式

下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步的详细说明。

参见图1，本实用新型的高超音速涡旋增压推进发动机，包括顺次连接的可调进气道(1)、起旋叶轮(26)、涡旋增压变直径短管(6)、涡旋燃烧室(9)、初解旋叶轮(10)和末解旋叶轮(12)、收敛段(13)和扩张尾喷管(15)，其中，增压变直径短管直径由小变大。

高速空气由可调进气道进入，得到初步压缩，再流经起旋叶轮(26)变为涡旋流，经过增压变直径短管(6)增压后进入涡旋燃烧室(9)，与喷入的燃料混合并在涡旋流状态下充分燃烧，然后再通过初解旋叶轮(10)和末解旋叶轮(12)解旋，最后燃气从扩张尾喷管作膨胀加速至发动机后端面高速喷出，获得高超音速的推动力。

上述通道中部具有内外器壁，内外器壁之间是夹层空间，夹层空间端部设有燃料集送环管，涡旋燃烧室(9)内壁有燃料喷孔。燃料从燃料集送环管进入并在内外器壁之间的夹层里流动，最后经燃料喷孔喷出。

另外，为保护涡轮叶片等在高温下不被损坏，本发动机设有冷却系统。冷却剂从起旋叶轮(26)叶片的中心孔注入，流入起旋叶轮中心处的起旋腔中心管(25)，向前流入芯头锥(2)的冷却剂从其尖端喷孔喷出，向后流动的冷却剂经分隔芯锥(8)和中心管(20)至初解旋叶轮芯锥(19)的后端开孔喷出，另外在起旋叶轮(26)和初解旋叶轮(10)的叶片上有许多与叶片中心孔相连的微孔，冷却剂从微孔喷出形成冷却剂薄膜以冷却和保护叶片。

实施例1