專利名稱：旋轉沖壓發(fā)動機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種發(fā)動機，尤其是涉及一種應用于航空領域的旋轉沖壓發(fā)動機。
背景技術：
目前，沖壓發(fā)動機的內(nèi)腔主要是由進氣道、燃燒室和尾噴管三部分構成，所需燃料都是直接噴入燃燒室經(jīng)火花塞點火后燃燒，當沖壓發(fā)動機在較高馬赫數(shù)的速度下工作時，燃燒室進口空氣流速度很高，燃料和空氣的混合變得很困難，如果要提高燃燒效率就要提高混合效率，這就需要加長燃燒室，從而增加摩擦損失并增加燃燒室處壁面冷卻用的燃料。另外，現(xiàn)有的沖壓發(fā)動機在啟動前都需要用導彈或者飛機將其加速到超高音速，沖壓發(fā)動機才能啟動，從而極大地制約了沖壓發(fā)動機的發(fā)展和應用。

發(fā)明內(nèi)容為了克服現(xiàn)有技術的上述缺點，本發(fā)明提供一種采用旋轉式設計、燃燒效率高、結構簡單合理的旋轉沖壓發(fā)動機。
本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案是一種旋轉沖壓發(fā)動機，包括本體，該本體通過聯(lián)桿與主軸相聯(lián)，所述主軸與起動機輸出軸相聯(lián)，在本體內(nèi)腔的進氣道設有一次噴口，在燃燒室內(nèi)設有二次噴口并安裝有火花塞。
在所述本體的外壁設有隔熱層。
在所述主軸和聯(lián)桿內(nèi)設有燃料通道。
在所述進氣道口裝有活動安全網(wǎng)。
所述主軸通過飛輪與起動機輸出軸相聯(lián)。
所述本體內(nèi)的進氣道、燃燒室和尾噴道的軸心線與主軸成75～85度角。
本發(fā)明的有益效果是采用旋轉設計，利用起動機使得燃燒室與空氣的相對速度達到3倍音速以上，從而達到工作條件，一般沖壓發(fā)動機大于0.5倍音速可以工作，當沖壓發(fā)動機旋轉半徑為3.5米時，主軸轉速每分十幾萬轉，就可以達到3倍音速，現(xiàn)有技術很容易達到；采用二次燃料噴射，第一次噴射在進氣道中，此次噴射濃度較低，這樣可以防止混合氣體在進氣道中燃燒；第二次噴射在燃燒室中噴出，這種設計可以使氣體充分混合從而提高燃燒效率；聯(lián)桿根據(jù)需要可設計成飛機的螺旋槳，直接產(chǎn)生驅動力，結構簡單合理高效；主軸上可以同時連接多個沖壓發(fā)動機，而且不需要增加其它附屬設備，這樣可以成倍提高推重比；在進氣口安裝有活動安全網(wǎng)，當飛機在低空或復雜環(huán)境飛行時，關閉安全網(wǎng)可以防止鳥及其它異物進入發(fā)動機而熄火，造成機毀人亡，安全網(wǎng)上還有可以擺動的葉片用來調(diào)節(jié)氣流量從而控制發(fā)動機的功率；一次噴口設在進氣道中遠離發(fā)動機內(nèi)壁的位置防止燃料接觸到高溫的進氣道壁而燃燒；進氣道、燃燒室和尾噴道的軸心線與主軸成75～85度角，這樣可以防止燃燒后的廢氣進入進氣道。

圖1是本發(fā)明的結構剖示圖；圖2是本發(fā)明的結構正示圖；圖3是本發(fā)明的立體結構示意圖；圖4是本發(fā)明所述活動安全網(wǎng)的結構示意圖。
圖中1-進氣道，2-燃燒室，3-尾噴管，4-隔熱層，5-一次噴口，6-二次噴口，7-火花塞，8-聯(lián)桿，9-主軸，10-燃料通道，11-飛輪，12-起動機，13-活動安全網(wǎng)，14-葉片，15-空氣冷卻道。
具體實施方式下面結合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明。
參見圖1，一種旋轉沖壓發(fā)動機，包括本體，在所述本體的外壁設有隔熱層4，該本體通過聯(lián)桿8與主軸9相聯(lián)，該主軸9是動力輸出軸，主軸9通過飛輪與起動機12相聯(lián)，并且進氣道1、燃燒室2和尾噴道3的軸心線與聯(lián)桿8的旋轉面成10度角，利用起動機12使得燃燒室2與空氣的相對速度達到3倍音速以上，從而達到工作條件，空氣在燃燒室2的壓力可提高到進入發(fā)動機前的37倍，高壓的混合氣體被點燃后快速膨脹，并從尾噴管3高速噴出從而推動發(fā)動機前進；在本體內(nèi)腔的進氣道1設有一次噴口5，第一次噴射在進氣道1中，此次噴射濃度較低，這樣可以防止混合氣體在進氣道1中燃燒；在發(fā)動機壁內(nèi)設有空氣冷卻道15，防止發(fā)動機溫度過高；在燃燒室2內(nèi)設有二次噴口6并安裝有火花塞7，使氣體充分混合從而提高燃燒效率；在所述主軸9和聯(lián)桿8內(nèi)設有燃料通道10，燃料通過燃料通道10分別進入一次噴口5和二次噴口6，在所述進氣道1口裝有活動安全網(wǎng)13，當飛機在低空或空氣中雜物較多的環(huán)境中飛行時，關閉活動安全網(wǎng)13可以防止鳥及其它異物進入發(fā)動機而熄火，造成機毀人亡，活動安全網(wǎng)13上還有可以擺動的葉片14用來調(diào)節(jié)氣流量從而控制發(fā)動機的功率。本發(fā)明具有起動快速，燃料燃燒充分，油耗低、推動比高，推進效率高、航程遠、安全可靠的優(yōu)點。本發(fā)明可安裝在直升機、導彈和軍用或民用飛機上；本發(fā)明還有很大升級空間，稍作改進還到用于航天飛機上，在大氣層內(nèi)作為沖壓發(fā)動機，在宇宙空間作為火箭燃燒器。
權利要求
1.一種旋轉沖壓發(fā)動機，包括本體，其特征是該本體通過聯(lián)桿與主軸相聯(lián)，所述主軸與起動機輸出軸相聯(lián)，在本體內(nèi)腔的進氣道設有一次噴口，在燃燒室內(nèi)設有二次噴口并安裝有火花塞。
2.如權利要求1所述的旋轉沖壓發(fā)動機，其特征是在所述本體的外壁設有隔熱層。
3.如權利要求1所述的旋轉沖壓發(fā)動機，其特征是在所述主軸和聯(lián)桿內(nèi)設有燃料通道。
4.如權利要求1或3所述的旋轉沖壓發(fā)動機，其特征是所述主軸通過飛輪與起動機輸出軸相聯(lián)。
5.如權利要求1或2所述的旋轉沖壓發(fā)動機，其特征是所述本體內(nèi)的進氣道、燃燒室和尾噴道的軸心線與主軸成75～85度角。
6.如權利要求5所述的旋轉沖壓發(fā)動機，其特征是在所述進氣道口裝有活動安全網(wǎng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種旋轉沖壓發(fā)動機，包括本體，該本體通過聯(lián)桿與主軸相聯(lián)，所述主軸與起動機輸出軸相聯(lián)，在本體內(nèi)腔的進氣道設有一次噴口，在燃燒室內(nèi)設有二次噴口并安裝有火花塞。本發(fā)明具有起動快速，燃料燃燒充分，油耗低、推動比高，推進效率高、航程遠、安全可靠的優(yōu)點。本發(fā)明可安裝在直升機、導彈和軍用或民用飛機上；本發(fā)明還有很大升級空間，稍作改進還到用于航天飛機上，在大氣層內(nèi)作為沖壓發(fā)動機，在宇宙空間作為火箭燃燒器。
文檔編號F02K7/00GK101025129SQ20071002724
公開日2007年8月29日 申請日期2007年3月23日 優(yōu)先權日2007年3月23日
發(fā)明者王永靈 申請人:王永靈