[发明专利]转盘式航空发动机

说明书

技术领域

本发明涉及一种转盘式航空发动机。

背景技术

目前航空涡扇发动机普遍采用燃烧油气喷射方式施加冲击力于涡轮叶片产生动力带动进气风扇，叶片受到的冲击力巨大，燃料燃烧能量无法充分利用，存在发动机体积大，控制难、浪费严重、安全性差等缺陷。

发明内容

为了克服上述现有技术的不足，本发明提供一种转盘式航空发动机，包括燃烧室、缸体、旋转盘、叶片、连接于旋转盘的活塞，缸体为中空的环形，缸体开设有进气口及排气口，活塞容纳于缸体之中，燃烧室连接于缸体并对应缸体的进气口设置，燃烧室用以输入并点燃油气以施加动力于活塞，活塞带动旋转盘及转盘上的叶片转动，叶片转动产生动力。相较于现有技术，本发明的转盘式航空发动机结构科学合理，体积质量较小，能量转换效率高，能大幅度提高发动机转速和叶片耐受力，特别是应用于高涵道比大型涡轮风扇发动机的风扇动力，能节省大量燃料，提高增压比和发动机推力。

附图说明

图1是本发明的航空发动机的剖面示意图；

图2是本发明的航空发动机另一方向的剖面示意图；

具体实施方式

下面结合附图说明及具体实施方式对本发明进一步说明。

请参阅图1，本发明提供了一种转盘式航空发动机10，其包括缸体30、旋转盘50、连接于旋转盘50的活塞70和叶片90。发动机10还设有燃烧室(图未示)，燃烧室连接于缸体30。

请一并参阅图2，缸体30大体为中空环形，在本实施例中，缸体30设有缸壁301，缸体30的缸壁301的内圆周自水平方向开设有缺口，从而使缸体30的截面形状呈C字形。缸壁301围成腔体。缸体30的腔体302包括依次相连的进气腔303、压力释放腔305及排气腔307。在本实施例中，压力释放腔305的容积大于进气腔303及排气腔307的容积。进气腔303、压力释放腔305及排气腔307设有活塞70，活塞70与进气腔303及排气腔307紧密配合以将进气腔303、压力释放腔305及排气腔307密封并相互隔开。

旋转盘50大体为盘形，其外周面固定连接有活塞70，中间固定连接有叶片90。旋转盘50包括上端面501、下端面503及开设于旋转盘50中心的连接孔502，固定轴连接于旋转盘50的连接孔502。旋转盘50的上端面501及下端面503开设有环形的凹槽505。旋转盘50的环形凹槽505靠近旋转盘50外周面设置。叶片90靠近旋转盘中间设置。可以理解的是，叶片90可根据需要在转盘上设置为其他形状或设置于其他位置。旋转盘50的凹槽505中还连接有用于密封的密封件60。

旋转盘50的自外圆周部分伸入缸体30的缺口中，活塞70置于腔体302中。缸体30的缸壁301卡嵌于旋转盘50的凹槽505中，密封件60将缸体30密封。在本实施例中，在非工作状态下，进气腔303、压力释放腔305及排气腔307之间均设有活塞70以将进气腔303、压力释放腔305及排气腔307相互独立密封，可以理解的是，转盘式发动机10可根据动力需要在进气腔303、压力释放腔305及排气腔307之间设置多个活塞70。

活塞70大体为圆形，其设有凹入的受力面701。在本实施例中，活塞70大体垂直于旋转盘50的外圆周面，且活塞70大体平行于旋转盘50的轴线方向。受力面701向内凹入以便于动力源施加动力于活塞70。旋转盘50连接有多个活塞70，该多个活塞70以旋转盘50的中心为圆心沿圆周等间距排列。

缸体30上还开设有进气口308及排气口309，进气口308设置于进气腔303，排气口309设置于排气腔307。进气口308朝向活塞70的受力面701设置。进气口308及排气口309的纵向中心线大体平行。燃烧室(图未示)连接于进气口308内设有进气门及点火器。

使用该转盘式航空发动机10时，混合油气由进气门进入燃烧室由点火器点燃，点燃膨胀的混合油气由进气口308进入缸体30的进气腔303。燃烧的混合油气燃烧膨胀并施加冲击力于活塞70的受力面701，活塞70依次经过进气腔303、压力释放腔305及排气腔307。在转动过程中，压力释放腔305的压力小于进气腔303的压力，排气腔307的压力小于压力释放腔305的压力，加之转盘的惯性作用，保证活塞70绕旋转盘50轴心方向绕所需方向进行转动。在本实施例中，活塞70带动旋转盘50自进气腔303朝向压力释放腔305转动，燃气依次经过进气腔303、压力释放腔305及排气腔307，由排气腔307的排气口309排出。旋转盘50转动并带动叶片90转动，叶片90转动产生航空器行进动力。