專利名稱：大推力飛行器發(fā)動機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型涉及噴射推進領(lǐng)域，尤其涉及一種飛行器發(fā)動機。
背景技術(shù)：
飛行器發(fā)動機(所謂飛行器發(fā)動機是指一切通過氣體或流體噴射獲得推力的發(fā)動機)由于其噴射速度往往遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于其飛行速度而且在許多情況下，噴射速度很大，而噴射的質(zhì)量流量很小，這不僅嚴(yán)重影響了這類發(fā)動機的效率，而且也嚴(yán)重影響了這類發(fā)動機的推力。為了克服這一缺點，人們發(fā)明了渦扇發(fā)動機和渦槳發(fā)動機等。但是，這類發(fā)動機需要動力渦輪對風(fēng)扇等葉輪機構(gòu)輸出動力，這就大幅度增加了發(fā)動機的渦輪負(fù)荷，發(fā)動機的造價和技術(shù)要求會因此而大幅度提高。如果能夠找到一種技術(shù)方案，通過更簡潔的方式提高飛行器發(fā)動機的效率和推力，將具有劃時代的意義。

實用新型內(nèi)容為了實現(xiàn)上述目的，本實用新型的技術(shù)方案如下一種大推力飛行器發(fā)動機，包括飛行器發(fā)動機和射流泵，所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道設(shè)為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴，或所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道與所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴連通，所述射流泵與所述飛行器發(fā)動機連接，所述射流泵的射流泵流體出口設(shè)為噴氣動力推進噴管，或所述射流泵的射流泵流體出口設(shè)為與噴氣動力推進噴管對接連通。所述射流泵的射流泵流體出口連續(xù)噴射出的氣體的質(zhì)量流量與氣體的噴射速度的乘積大于由所述飛行器發(fā)動機噴射通道直接進行連續(xù)噴射時所能得到的噴射氣體的質(zhì)量流量與噴射速度的乘積。所述飛行器發(fā)動機設(shè)為火箭發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、渦扇發(fā)動機、渦槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、沖壓發(fā)動機、魚雷噴氣發(fā)動機、噴水推進發(fā)動機、蒸汽推進發(fā)動機、水下螺旋槳發(fā)動機或?qū)棸l(fā)動機。所述飛行器發(fā)動機設(shè)為由燃燒室、燃燒室進氣道和燃燒室工質(zhì)噴射管構(gòu)成，所述燃燒室進氣道與所述燃燒室連通，所述燃燒室與所述燃燒室工質(zhì)噴射管連通，所述射流泵的射流泵低壓流體入口與所述燃燒室進氣道連通。所述飛行器發(fā)動機設(shè)為由燃燒室、燃燒室進氣道、壓氣機和燃燒室工質(zhì)噴射管構(gòu)成，所述壓氣機的壓氣機壓縮氣體出口與所述燃燒室進氣道連通，所述燃燒室進氣道與所述燃燒室連通，所述燃燒室與所述燃燒室工質(zhì)噴射管連通，在所述壓氣機和所述燃燒室之間上設(shè)壓縮氣體導(dǎo)出口，所述壓縮氣體導(dǎo)出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通。所述飛行器發(fā)動機設(shè)為由燃燒室、燃燒室進氣道、壓氣機和燃燒室工質(zhì)噴射管構(gòu)成，所述壓氣機設(shè)為多級壓氣機；所述壓氣機的壓氣機壓縮氣體出口與所述燃燒室進氣道連通，所述燃燒室進氣道與所述燃燒室連通，所述燃燒室與所述燃燒室工質(zhì)噴射管連通，在所述壓氣機的級間工質(zhì)出口上設(shè)壓縮氣體導(dǎo)出口，所述壓縮氣體導(dǎo)出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通。所述飛行器發(fā)動機設(shè)為渦扇發(fā)動機，所述渦扇發(fā)動機的外涵道的外涵道氣體出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通，或在所述渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇后的所述外涵道上設(shè)外涵道壓縮氣體導(dǎo)出口，所述外涵道壓縮氣體導(dǎo)出口與所述射流泵的射流泵低壓流體入口連通。所述大推力飛行器發(fā)動機設(shè)置在旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體上。所述射流泵的射流泵外管設(shè)為可拆卸式和/或可拆分式。所述射流泵高壓動力流體噴嘴在所述射流泵的射流泵外管內(nèi)軸線上的位置設(shè)為可調(diào)式。 所述射流泵的射流泵外管設(shè)為直管。在一個所述飛行器發(fā)動機上設(shè)置兩個以上所述飛行器發(fā)動機噴射通道，以縮小所述飛行器發(fā)動機噴射通道的直徑。所述射流泵高壓動力流體噴嘴與所述射流泵的喉口的距離大于10cm。一種提高所述大推力飛行器發(fā)動機效率和環(huán)保性的方法，調(diào)整即將開始做功的氣體工質(zhì)的溫度到2000K以下，調(diào)整即將開始做功的氣體工質(zhì)的壓力到15MPa以上，使即將開始做功的氣體工質(zhì)的溫度和壓力符合類絕熱關(guān)系。本實用新型中，所謂飛行器發(fā)動機是指一切通過氣體或液體噴射或通過液體流動獲得推力的發(fā)動機，例如火箭發(fā)動機、沖壓發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、渦扇發(fā)動機、渦槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、噴水推進發(fā)動機、蒸汽推進發(fā)動機、魚雷噴氣發(fā)動機、水下螺旋槳發(fā)動機、導(dǎo)彈發(fā)動機等；所謂飛行器是指由噴射推進的運動體，例如在大氣層內(nèi)飛行的飛行器、需要穿越大氣層的航天器、在海洋中行駛的物體(如魚雷、艦船等)。本實用新型中，所謂液體流動是指在液體螺旋槳以及設(shè)置在液體螺旋槳外的導(dǎo)流管的作用下產(chǎn)生的液體流動；所謂的水下螺旋槳發(fā)動機是指由液體螺旋槳以及設(shè)置在液體螺旋槳外的導(dǎo)流管構(gòu)成的能夠獲得推進力的機構(gòu)，本實用新型中將所述水下螺旋槳發(fā)動機中的導(dǎo)流管設(shè)為所述飛行器發(fā)動機噴射通道。本實用新型中，所述射流泵高壓動力流體噴嘴與所述射流泵的喉口的距離大于I5cm、20cm、25cm、30cm、35cm、40cm、45cm、50cm、55cm、60cm、65cm、70cm、75cm、80cm、85cm、90cm 或大于 100cm。本實用新型中，在所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道設(shè)為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴的結(jié)構(gòu)中，所述飛行器發(fā)動機噴射通道應(yīng)與所述射流泵高壓動力流體噴嘴的噴射要求相符合，并且根據(jù)噴射要求，調(diào)整所述飛行器發(fā)動機噴射通道與所述射流泵喉口的距離，必要時可以根據(jù)所述射流泵高壓動力流體噴嘴的噴射要求重新設(shè)計所述飛行器發(fā)動機噴射通道，甚至可以將所述飛行器發(fā)動機噴射通道設(shè)為由多個小直徑噴射管構(gòu)成的噴射通道，以獲得更大的推進力。本實用新型的原理是通過將所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道設(shè)為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴，或所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道與所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴連通，所述射流泵與所述飛行器發(fā)動機連接，所述飛行器發(fā)動機噴射通道內(nèi)的工質(zhì)由所述射流泵高壓動力流體噴嘴噴出，在所述射流泵高壓動力流體噴嘴的噴射和所述射流泵的作用下，使其他流體(如大氣中的空氣，經(jīng)風(fēng)扇加壓的空氣、經(jīng)壓氣機加壓的空氣或液體)由所述射流泵的射流泵低壓流體入口向所述射流泵流體出口發(fā)生定向流動，以增加從所述射流泵流體出口噴射出的工質(zhì)的質(zhì)量流量，從而獲得推力的增加。本實用新型中，圖17是氣體工質(zhì)的溫度T和壓力P的關(guān)系圖，O-A-H所示曲線是通過狀態(tài)參數(shù)為298K和O. IMPa的O點的氣體工質(zhì)絕熱關(guān)系曲線；B點為氣體工質(zhì)的實際狀態(tài)點，E-B-D所示曲線是通過B點的絕熱關(guān)系曲線，A點和B點的壓力相同；F-G所示曲線是通過2800K和IOMPa (即目前內(nèi)燃機中即將開始做功的氣體工質(zhì)的狀態(tài)點)的工質(zhì)絕熱關(guān)系曲線。本實用新型中，圖17中的ρ = 中的^是氣體工質(zhì)絕熱指數(shù)，P是氣體工質(zhì)的壓力，τ是氣體工質(zhì)的溫度，c是常數(shù)。本實用新型中，所謂的類絕熱關(guān)系包括下列三種情況1.氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)(即工質(zhì)的溫度和壓力)點在所述工質(zhì)絕熱關(guān)系曲線上，即氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)點在圖17中O-A-H所示曲線上；2.氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)(即工質(zhì)的溫度和壓力)點在所述工質(zhì)絕熱關(guān)系曲線左側(cè)，即氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)點在圖17中O-A-H所示曲線的左側(cè)；3.氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)(即工質(zhì)的溫度和壓力)點在所述工質(zhì)絕熱關(guān)系曲線右側(cè)，即氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)點在圖17中O-A-H所示曲線的右側(cè)，但是氣體工質(zhì)的溫度不高于由此氣體工質(zhì)的壓力按絕熱關(guān)系計算所得溫度加1000K的和、加950K的和、加900K的和、加850K的和、加800K的和、加750K的和、加700K的和、加650K的和、加600K的和、加550K的和、加500K的和、力口450K的和、加400K的和、加350K的和、加300K的和、加250K的和、加200K的和、加190K的和、加180K的和、加170K的和、加160K的和、加150K的和、加140K的和、加130K的和、加120K的和、加IlOK的和、加100K的和、加90K的和、加80K的和、加70K的和、加60K的和、加50K的和、加40K的和、加30K的和或不高于加20K的和，即如圖17所示，所述氣體工質(zhì)的實際狀態(tài)點為B點，A點是壓力與B點相同的絕熱關(guān)系曲線上的點，A點和B點之間的溫差應(yīng)小于 1000K、900K、850K、800K、750K、700K、650K、600K、550K、500K、450K、400K、350K、300Κ、250Κ、200Κ、190Κ、180Κ、170Κ、160Κ、150Κ、140Κ、130Κ、120Κ、I10Κ、100K、90K、80K、70K、60Κ、50Κ、40Κ、30Κ 或小于 20Κ。本實用新型中，所謂類絕熱關(guān)系可以是上述三種情況中的任何一種，也就是指SP將開始做功的氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)(即氣體工質(zhì)的溫度和壓力)點在如圖17所示的通過B點的絕熱過程曲線E-B-D的左側(cè)區(qū)域內(nèi)。本實用新型中，所謂的即將開始做功的氣體工質(zhì)是指即將膨脹做功的氣體工質(zhì)。本實用新型中，將即將開始做功的氣體工質(zhì)的狀態(tài)參數(shù)(即氣體工質(zhì)的溫度和壓力)符合類絕熱關(guān)系的發(fā)動機系統(tǒng)(即熱動力系統(tǒng))定義為低熵發(fā)動機。本實用新型中，調(diào)整所述射流泵的工作狀態(tài)，使所述射流泵出口處的氣體工質(zhì)的溫度和壓力符合類絕熱關(guān)系。本實用新型中按照本實用新型的原理，經(jīng)所述射流泵出口產(chǎn)生的質(zhì)量流量大，噴射速度較低的工質(zhì)，溫度也較低，如果利用這種工質(zhì)去推動動力渦輪，將大幅度降低所述動力渦輪的工作溫度，從而降低所述動力渦輪的材料和加工成本，同時也因此可以大幅度提高所述動力渦輪的轉(zhuǎn)速，從而提高與其連動的所述壓氣機的轉(zhuǎn)速，達到提高所述壓氣機壓比的目的。本實用新型中，根據(jù)這一原理，提出了相關(guān)技術(shù)方案，利用這些技術(shù)方案，可以制造出制造成本低，效率高的噴氣式發(fā)動機。為了更好地理解，為什么通過所述射流泵可以增加飛行器發(fā)動機的推力，我們首先來分析一下渦扇發(fā)動機，渦扇發(fā)動機之所以能夠增加推力，是因為它雖然降低了向后噴射氣體的速度，但大幅度增大了發(fā)動機向后噴射氣體的質(zhì)量流量，從而實現(xiàn)了流體噴射質(zhì)量流量和流體噴射速度的乘積的增加，實現(xiàn)了推力的增加。從本質(zhì)來講，無論采用風(fēng)扇，還是螺旋槳，還是采用其他方法，只要能夠不多耗能的前提下，即通過降低向后噴射氣體的速度增加發(fā)動機向后噴射氣體的質(zhì)量流量，最終增大流體噴射質(zhì)量流量和流體噴射速度的乘積，就能夠提高噴氣發(fā)動機的推力和推進效率。本實用新型通過射流泵的設(shè)置，實現(xiàn)在不多耗能的前提下，即通過降低向后噴射氣體的速度增加發(fā)動機向后噴射氣體的質(zhì)量流量，最終增大流體噴射質(zhì)量流量和流體噴射速度的乘積，達到增大推力和推進效率的目的。本實用新型中，不論是推動所述動力渦輪獲得旋轉(zhuǎn)動力，還是通過所述噴氣動力推進噴管獲得推力，經(jīng)過所述射流泵的過程與普通摻混具有本質(zhì)的不同。一般說來，摻混是將做功能力強或做功能力弱的兩種工質(zhì)混合，這種方式在某些情況下會損失部分做功能·力。而本實用新型所公開的技術(shù)方案，通過所述射流泵的摻混，所得到的工質(zhì)是處于運動狀態(tài)，不但沒有損失做功能力，而且更使整體做功能力提高，因為這個過程實質(zhì)上是利用做功能力較強的工質(zhì)對做功較弱的工質(zhì)進行做功而不是簡單的摻混。本實用新型中，在所述射流泵流體出口內(nèi)設(shè)有所述動力渦輪的結(jié)構(gòu)中，可以將燃燒室內(nèi)的溫度大幅度提高，減少燃料燃燒過程中的做功能力的損失，以通過在燃燒室內(nèi)的燃燒過程獲得更高做功能力的工質(zhì)，利用這一工質(zhì)通過所述射流泵對由所述射流泵低壓流體入口進入的流體做功，從而實現(xiàn)沒有運動件的做功過程，產(chǎn)生溫度較低、做功能力大的工質(zhì)，推動所述動力渦輪形成旋轉(zhuǎn)動力，最終提高發(fā)動機的效率。本實用新型中，在設(shè)有所述壓氣機的結(jié)構(gòu)中，所述壓氣機壓縮氣體出口的氣體壓力大于 IMPa、I. IMPa, I. 2MPa、I. 3MPa、I. 4MPa、I. 5MPa、I. 6MPa、I. 7MPa、I. 8MPa、I. 9MPa、2MPa、2. lMPa、2. 2MPa、2. 3MPa、2. 4MPa、2. 5MPa、2. 6MPa、2. 7MPa、2. 8MPa、2. 9MPa、3MPa、
3.IMPa,3. 2MPa、3. 3MPa、3. 4MPa、3. 5MPa、3. 6MPa、3. 7MPa、3. 8MPa、3. 9MPa、4MPa、4. IMPa,
4.2MPa、4. 3MPa、4. 4MPa、4. 5MPa、4. 6MPa、4. 7MPa、4. 8MPa、4. 9MPa、5MPa、5. I MPa, 5. 2MPa、
5.3MPa、5. 4MPa、5. 5MPa、5. 6MPa、5. 7MPa、5. 8MPa、5. 9MPa、6MPa、6. lMPa、6. 2MPa、6.3MPa、
6.4MPa、6. 5MPa、6. 6MPa、6. 7MPa、6. 8MPa、6. 9MPa、7MPa、7. I MPa, 7. 2MPa、7. 3MPa、7. 4MPa、
7.5MPa、7. 6MPa、7. 7MPa、7. 8MPa、7. 9MPa 或大于 8MPa。本實用新型中，所謂的射流泵是指通過動力流體引射非動力流體，兩流體相互作用從一個出口排出的裝置，所謂的射流泵可以是氣體射流泵(即噴射泵)，也可以是液體射流泵；所謂的射流泵可以是傳統(tǒng)射流泵，也可以是非傳統(tǒng)射流泵。本實用新型中，所謂的傳統(tǒng)射流泵是指由兩個套裝設(shè)置的管構(gòu)成的，向內(nèi)管提供高壓動力流體，內(nèi)管高壓動力流體在外管內(nèi)噴射，在內(nèi)管高壓動力流體噴射和外管的共同作用下使內(nèi)外管之間的其他流體(從外管進入的流體)沿內(nèi)管高壓動力流體的噴射方向產(chǎn)生運動的裝置；所謂射流泵的外管可以有縮擴區(qū)，外管可以設(shè)為文丘里管，內(nèi)管噴嘴可以設(shè)為拉瓦爾噴管，所謂的縮擴區(qū)是指外管內(nèi)截面面積發(fā)生變化的區(qū)域；所述射流泵至少有三個接口或稱通道，即射流泵高壓動力流體噴嘴、射流泵低壓流體入口和射流泵流體出口。[0037]本實用新型中，所謂的非傳統(tǒng)射流泵是指由兩個或兩個以上相互套裝設(shè)置或相互并列設(shè)置的管構(gòu)成的，其中至少一個管與動力流體源連通，并且動力流體源中的動力流體的流動能夠引起其他管中的流體產(chǎn)生定向流動的裝置；所謂射流泵的管可以有縮擴區(qū)，可以設(shè)為文丘里管，管的噴嘴可以設(shè)為拉瓦爾噴管，所謂的縮擴區(qū)是指管內(nèi)截面面積發(fā)生變化的區(qū)域；所述射流泵至少有三個接口或稱通道，即射流泵高壓動力流體噴嘴、射流泵低壓流體入口和射流泵流體出口 ；所述射流泵可以包括多個射流泵高壓動力流體噴嘴，在包括多個射流泵高壓動力流體噴嘴的結(jié)構(gòu)中，所述射流泵高壓動力流體噴嘴可以布置在所述射流泵低壓流體入口的管道中心區(qū)，也可以布置在所述射流泵低壓流體入口的管道壁附近，所述射流泵高壓動力流體噴嘴也可以是環(huán)繞所述射流泵低壓流體入口管道壁的環(huán)形噴嘴。本實用新型中，所述射流泵包括多級射流泵、多股射流泵和脈沖射流泵等。本實用新型中，所述射流泵高壓動力流體噴嘴可以設(shè)置在所述射流泵低壓流體入口內(nèi)，所述射流泵低壓流體入口也可以設(shè)置在所述射流泵高壓動力流體噴嘴內(nèi)。本實用新型中，在將所述動力渦輪設(shè)置在所述射流泵的射流泵流體出口內(nèi)的結(jié)構(gòu) 中，將大幅度降低所述動力渦輪的工作溫度，因此，在現(xiàn)有材料技術(shù)的基礎(chǔ)上，可以大幅度提高所述動力渦輪的轉(zhuǎn)速，進而可以大幅度提高所述壓氣機的轉(zhuǎn)速，提高所述壓氣機的壓縮比，又由于所述燃燒室產(chǎn)生的工質(zhì)在摻混之前不與動力渦輪接觸，故可以大幅度提高燃燒室的工作溫度，從而大幅度提高發(fā)動機整體效率。本實用新型中，所述冷卻噴管和所述燃燒室工質(zhì)噴射管可以按照實際情況進行組合排列，以滿足對所述動力渦輪的冷卻及傳動要求。本實用新型中，所述級間工質(zhì)出口是指從多級所述壓氣機的某一級導(dǎo)出壓縮氣體的出口 ；通過從多級所述壓氣機的某一級導(dǎo)出壓縮氣體并使此壓縮氣體進入所述射流泵的所述射流泵低壓流體入口的方式，調(diào)整通過所述射流泵低壓流體入口處的壓力滿足所述射流泵高效工作的要求。本實用新型中，在設(shè)有火箭發(fā)動機的結(jié)構(gòu)中，可以大幅度提高火箭在大氣層內(nèi)的推力，從而可以大幅度減少攜帶燃料和氧化劑的量。本實用新型中，所謂的燃燒室是指氧化劑和還原劑發(fā)生燃燒化學(xué)反應(yīng)的空間，例如航空發(fā)動機燃燒室、沖壓發(fā)動機燃燒室等，所謂氧化劑包括空氣、氧氣、含氧氣體等，所謂還原劑包括碳?xì)浠衔锶剂虾鸵掖家约耙掖妓芤旱?；所謂的燃燒室進氣道是指向所述燃燒室內(nèi)導(dǎo)入氧化劑的通道，包括發(fā)動機的進氣道；所謂的燃燒室工質(zhì)噴射管是指從所述燃燒室導(dǎo)出高溫高壓工質(zhì)的通道；所謂的噴氣動力推進噴管是指為了獲得反作用力的噴管；所謂的壓氣機是指通過葉輪旋轉(zhuǎn)對氣體產(chǎn)生壓縮作用的機構(gòu)，可以是單級，也可以是多級的，可以是徑流式、軸流式或混合式；所謂的旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體是指可以作旋轉(zhuǎn)運動的并對外輸出旋轉(zhuǎn)動力的結(jié)構(gòu)體；所謂的附加是指在系統(tǒng)中附加設(shè)置的意思。本實用新型中，所謂的“射流泵高壓動力流體噴嘴設(shè)為位置可調(diào)式”是指所述射流泵外管在所述射流泵高壓動力流體噴嘴外沿在兩者的共同軸線上的位置可調(diào)，為實現(xiàn)這一目的，可以通過液壓機構(gòu)或螺桿機構(gòu)使所述射流泵外管在兩者的共同軸線上發(fā)生移動，這一調(diào)整的目的是調(diào)整從所述射流泵高壓動力流體噴嘴噴出的工質(zhì)和從外管進入的氣體之間的摻混比例。本實用新型中，所謂的噴射通道是指一切可以噴射流體的通道，例如所述飛行器發(fā)動機噴射工質(zhì)獲得推力的管道。本實用新型中，所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道設(shè)為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴或所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道與所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴連通，應(yīng)根據(jù)公知技術(shù)，調(diào)整所述飛行器發(fā)動機噴射通道和所述射流泵高壓動力流體噴嘴的尺寸和形狀，以實現(xiàn)所述射流泵高效工作。本實用新型中，所謂的管和通道是等價的，是指一切可以使流體定向流動的空間；所謂的連接是指固連或位置可調(diào)式連接；所謂的動力渦輪是指一切可以將流體流動轉(zhuǎn)換成旋轉(zhuǎn)動力的葉輪機構(gòu)；所謂的次級射流泵是指與所述射流泵不同的射流泵。本實用新型中，所謂的可拆卸式是指所述射流泵的射流泵外管可以通過控制機構(gòu)自動拆除，例如火箭在穿越大氣層后可以將所述射流泵拆除，以減少質(zhì)量；所謂的可拆分式是指所述射流泵外管由兩個以上部分構(gòu)成，以便于安裝、拆除和/或使所述射流泵處于工作狀態(tài)或使所述射流泵失效。 本實用新型中，可以將所述噴氣動力推進噴管設(shè)為拉瓦爾噴管。 本實用新型中，所謂火箭發(fā)動機是指液體火箭發(fā)動機和固體火箭發(fā)動機等。本實用新型可以為一切飛行器發(fā)動機提供更大的推力，例如為渦輪噴氣發(fā)動機、渦扇發(fā)動機、渦槳發(fā)動機、沖壓發(fā)動機、火箭發(fā)動機、噴水推進發(fā)動機和蒸汽推進發(fā)動機提供更大的推力，從而節(jié)省燃料，在有些情況下，可以節(jié)省氧化劑；本實用新型可以為導(dǎo)彈提供更大的推力，增加射程；不僅如此，本實用新型還可以增加以火箭為發(fā)動機的魚雷的推力。所謂的蒸汽推進發(fā)動機是指通過噴管噴射高溫高壓水蒸氣獲得推力的發(fā)動機。本實用新型中，在將本實用新型中的技術(shù)方案用于增加以火箭為發(fā)動機的魚雷的推力的結(jié)構(gòu)中，采用液氫為還原劑，液氧為氧化劑，可以消除魚雷的尾跡。本實用新型中，應(yīng)根據(jù)噴氣推進領(lǐng)域以及噴水推進領(lǐng)域的公知技術(shù)，在必要的地方設(shè)必要的部件、單元或系統(tǒng)，例如在所述燃燒室上設(shè)燃料噴射器和點火裝置。本實用新型的有益效果如下I、本實用新型結(jié)構(gòu)簡單、制造成本低、可靠性高。2、本實用新型大幅度提高了飛行器發(fā)動機的推力和推進效率。3、本實用新型大幅度降低了設(shè)有動力渦輪的飛行器發(fā)動機的動力渦輪工作溫度。

圖I是本實用新型實施例I的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2至圖5是本實用新型實施例2的結(jié)構(gòu)示意圖；圖6是本實用新型實施例3的結(jié)構(gòu)示意圖；圖7和圖8是本實用新型實施例4的結(jié)構(gòu)示意圖；圖9和圖10是本實用新型實施例5的結(jié)構(gòu)示意圖；圖11是本實用新型實施例6的結(jié)構(gòu)示意圖；圖12和圖13是本實用新型實施例7的結(jié)構(gòu)示意圖；圖14是本實用新型實施例8的結(jié)構(gòu)示意圖；圖15是本實用新型實施例9的結(jié)構(gòu)示意圖；圖16是本實用新型實施例10的結(jié)構(gòu)示意圖[0069]圖17是氣體工質(zhì)的溫度T和壓力P的關(guān)系圖。圖中I燃燒室、2燃燒室進氣道、3燃燒室工質(zhì)噴射管、4射流泵、5噴氣動力推進噴管、6壓氣機、8風(fēng)扇、10旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體、11壓縮氣體導(dǎo)出口、20外涵道、66壓氣機壓縮氣體出口、2000飛行器發(fā)動機、1000飛行器發(fā)動機噴射通道、401射流泵高壓動力流體噴嘴、402射流泵低壓流體入口、403射流泵流體出口、404射流泵外管、200火箭發(fā)動機、202渦扇發(fā)動機、204渦輪軸發(fā)動機、205沖壓發(fā)動機、206魚雷噴氣發(fā)動機、666級間工質(zhì)出口、2001外涵道氣體出口、2002外涵道壓縮氣體導(dǎo)出口、409環(huán)形噴嘴。
具體實施方式
實施例I如圖I所示的大推力飛行器發(fā)動機，包括飛行器發(fā)動機2000和射流泵4，所述飛行器發(fā)動機2000的飛行器發(fā)動機噴射通道1000設(shè)為所述射流泵4的射流泵高壓動力流體噴嘴401，或所述飛行器發(fā)動機2000的飛行器發(fā)動機噴射通道1000與所述射流泵4的射流泵高壓動力流體噴嘴401連通，所述射流泵4與所述飛行器發(fā)動機2000連接，所述射流泵4的射流泵流體出口 403設(shè)為噴氣動力推進噴管5。為了提高所述大推力飛行器發(fā)動機效率和環(huán)保性，調(diào)整即將開始做功的氣體工質(zhì)的溫度到2000K以下，調(diào)整即將開始做功的氣體工質(zhì)的壓力到15MPa以上，使即將開始做功的氣體工質(zhì)的溫度和壓力符合類絕熱關(guān)系。具體實施時，也可以將所述射流泵4的射流泵流體出口 403設(shè)為與噴氣動力推進噴管5對接連通。調(diào)整所述射流泵高壓動力流體噴嘴401的幾何形狀和尺寸以及所述射流泵4的射流泵外管404的幾何形狀和尺寸，使從所述射流泵4的射流泵流體出口 403連續(xù)噴射出的氣體的質(zhì)量流量與氣體的噴射速度的乘積大于由所述飛行器發(fā)動機噴射通道1000直接進行連續(xù)噴射時所能得到的噴射氣體的質(zhì)量流量與噴射速度的乘積。具體實施時，所述射流泵4的射流泵外管404還可以設(shè)為直管；在一個所述飛行器發(fā)動機2000上設(shè)置兩個以上所述飛行器發(fā)動機噴射通道1000，以縮小所述飛行器發(fā)動機噴射通道1000的直徑；所述射流泵高壓動力流體噴嘴401與所述射流泵4的喉口的距離大于 10cm、15cm、20cm、25cm、30cm、35cm、40cm、45cm、50cm、55cm、60cm、65cm、70cm、75cm、80cm、85cm、90cm 或大于 100cm。實施例2如圖2至圖5所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述飛行器發(fā)動機2000設(shè)為火箭發(fā)動機200 (如圖2所示)、沖壓發(fā)動機205 (如圖3所示)、魚雷噴氣發(fā)動機206 (如圖4所示)、渦輪軸發(fā)動機204 (如圖5所示)、渦輪噴氣發(fā)動機、渦扇發(fā)動機202、渦槳發(fā)動機、噴水推進發(fā)動機、蒸汽推進發(fā)動機、水下螺旋槳發(fā)動機或?qū)棸l(fā)動機。實施例3如圖6所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述飛行器發(fā)動機2000設(shè)為由燃燒室I、燃燒室進氣道2和燃燒室工質(zhì)噴射管3構(gòu)成，所述燃燒室進氣道2與所述燃燒室I連通，所述燃燒室I與所述燃燒室工質(zhì)噴射管3連通，由所述燃燒室進氣道2進入所述燃燒室I的壓縮氣體在所述燃燒室I內(nèi)與燃料發(fā)生燃燒化學(xué)反應(yīng)，由此燃燒化學(xué)反應(yīng)形成的工質(zhì)從所述燃燒室工質(zhì)噴射管3噴出，所述射流泵4的射流泵低壓流體入口 402與所述燃燒室進氣道2連通。實施例4如圖7和圖8所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述飛行器發(fā)動機2000設(shè)為由燃燒室I、燃燒室進氣道2、壓氣機6和燃燒室工質(zhì)噴射管3構(gòu)成，所述壓氣機6的壓氣機壓縮氣體出口 66與所述燃燒室進氣道2連通，所述燃燒室進氣道2與所述燃燒室I連通，所述燃燒室I與所述燃燒室工質(zhì)噴射管3連通，由所述壓氣機6產(chǎn)生的壓縮氣體經(jīng)所述燃燒室進氣道2進入所述燃燒室I并在所述燃燒室I內(nèi)與燃料發(fā)生燃燒化學(xué)反應(yīng)，由此燃燒化學(xué)反應(yīng)形成的工質(zhì)從所述燃燒室工質(zhì)噴射管3噴出，在所述壓氣機6和所述燃燒室I之間上設(shè)壓縮氣體導(dǎo)出口 11，所述壓縮氣體導(dǎo)出口 11與所述射流泵4的射流泵低壓流體入口 402連通。其中，圖8中所述射流泵4的射流泵流體出口 403經(jīng)燃燒室與噴氣動力推進噴管5對接連通。可選擇地，在所述壓氣機6設(shè)為多級壓氣機時，所述壓縮氣體導(dǎo)出口 11設(shè)在所述壓氣機6的級間工質(zhì)出口 666上。實施例5如圖9和圖10所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述飛行器發(fā)動機2000設(shè)為渦扇發(fā)動機202，所述渦扇發(fā)動機202的外涵道20的外涵道氣體出口2001與所述射流泵4的射流泵低壓流體入口 402連通(如圖9所示)，或在所述渦扇發(fā)動機202的風(fēng)扇8后的外涵道20上設(shè)外涵道壓縮氣體導(dǎo)出口 2002，所述外涵道壓縮氣體導(dǎo)出口2002與所述射流泵4的射流泵低壓流體入口 402連通(如圖10所示)。實施例6如圖11所示的大推力飛行器發(fā)動機，所述大推力飛行器發(fā)動機設(shè)置在旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體10上構(gòu)成旋轉(zhuǎn)噴氣動力發(fā)動機。實施例7如圖12和圖13所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述射流泵4的射流泵外管404設(shè)為可拆卸式(如圖12所示)和/或可拆分式(如圖13所示)。實施例8如圖14所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述射流泵高壓動力流體噴嘴401在所述射流泵4的射流泵外管404內(nèi)軸線上的位置設(shè)為可調(diào)式。實施例9如圖15所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述大推力飛行器發(fā)動機設(shè)為在水下工作。實施例10如圖16所示的大推力飛行器發(fā)動機，其與實施例I的區(qū)別在于所述射流泵高壓動力流體噴嘴401設(shè)為環(huán)繞所述射流泵低壓流體入口 402的管道壁的環(huán)形噴嘴409。顯然，本實用新型不限于以上實施例，根據(jù)本領(lǐng)域的公知技術(shù)和本實用新型所公開的技術(shù)方案，可以推導(dǎo)出或聯(lián)想出許多變型方案，所有這些變型方案，也應(yīng)認(rèn)為是本實用新型的保護范圍。
權(quán)利要求1.ー種大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于包括飛行器發(fā)動機(2000)和射流泵(4)，所述飛行器發(fā)動機(2000)的飛行器發(fā)動機噴射通道(1000)設(shè)為所述射流泵(4)的射流泵高壓動カ流體噴嘴(401)，或所述飛行器發(fā)動機(2000)的飛行器發(fā)動機噴射通道(1000)與所述射流泵(4)的射流泵高壓動カ流體噴嘴(401)連通，所述射流泵(4)與所述飛行器發(fā)動機(2000)連接，所述射流泵(4)的射流泵流體出口(403)設(shè)為噴氣動カ推進噴管(5)，或所述射流泵(4)的射流泵流體出ロ(403)設(shè)為與噴氣動力推進噴管(5)對接連通。
2.如權(quán)利要求I所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述射流泵(4)的射流泵流體出ロ(403)連續(xù)噴射出的氣體的質(zhì)量流量與氣體的噴射速度的乘積大于由所述飛行器發(fā)動機噴射通道(1000)直接進行連續(xù)噴射時所能得到的噴射氣體的質(zhì)量流量與噴射速度的乘積。
3.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述飛行器發(fā)動機(2000)設(shè)為火箭發(fā)動機(200)、渦輪噴氣發(fā)動機、渦扇發(fā)動機(202)、渦槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機(204)、沖壓發(fā)動機(205)、魚雷噴氣發(fā)動機(206)、噴水推進發(fā)動機、蒸汽推進發(fā)動機、水下螺旋槳發(fā)動機或?qū)棸l(fā)動機。
4.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述飛行器發(fā)動機(2000)設(shè)為由燃燒室(I)、燃燒室進氣道(2)和燃燒室エ質(zhì)噴射管(3)構(gòu)成，所述燃燒室進氣道(2)與所述燃燒室(I)連通，所述燃燒室(I)與所述燃燒室エ質(zhì)噴射管(3)連通，所述射流泵(4)的射流泵低壓流體入口(402)與所述燃燒室進氣道(2)連通。
5.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述飛行器發(fā)動機(2000)設(shè)為由燃燒室(I)、燃燒室進氣道(2)、壓氣機(6)和燃燒室エ質(zhì)噴射管(3)構(gòu)成，所述壓氣機(6)的壓氣機壓縮氣體出口(66)與所述燃燒室進氣道(2)連通，所述燃燒室進氣道(2)與所述燃燒室(I)連通，所述燃燒室(I)與所述燃燒室エ質(zhì)噴射管(3)連通，在所述壓氣機(6)和所述燃燒室(I)之間上設(shè)壓縮氣體導(dǎo)出ロ(11)，所述壓縮氣體導(dǎo)出ロ(11)與所述射流泵(4)的射流泵低壓流體入口(402)連通。
6.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述飛行器發(fā)動機(2000)設(shè)為由燃燒室(I )、燃燒室進氣道(2)、壓氣機(6)和燃燒室エ質(zhì)噴射管(3)構(gòu)成，所述壓氣機(6)設(shè)為多級壓氣機；所述壓氣機(6)的壓氣機壓縮氣體出ロ(66)與所述燃燒室進氣道(2 )連通，所述燃燒室進氣道(2 )與所述燃燒室(I)連通，所述燃燒室(I)與所述燃燒室エ質(zhì)噴射管(3)連通，在所述壓氣機(6)的級間エ質(zhì)出ロ(666)上設(shè)壓縮氣體導(dǎo)出ロ(11)，所述壓縮氣體導(dǎo)出口( 11)與所述射流泵(4 )的射流泵低壓流體入ロ( 402 )連通。
7.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述飛行器發(fā)動機(2000)設(shè)為渦扇發(fā)動機(202)，所述渦扇發(fā)動機(202)的外涵道(20)的外涵道氣體出ロ(2001)與所述射流泵(4)的射流泵低壓流體入ロ(402)連通，或在所述渦扇發(fā)動機(202)的風(fēng)扇(8 )后的所述外涵道(20 )上設(shè)外涵道壓縮氣體導(dǎo)出口( 2002 )，所述外涵道壓縮氣體導(dǎo)出ロ(2002)與所述射流泵(4)的射流泵低壓流體入口(402)連通。
8.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述大推力飛行器發(fā)動機設(shè)置在旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)體(10)上。
9.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述射流泵(4)的射流泵外管(404)設(shè)為可拆卸式和/或可拆分式。
10.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述射流泵高壓動カ流體噴嘴(401)在所述射流泵(4)的射流泵外管(404)內(nèi)軸線上的位置設(shè)為可調(diào)式。
11.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述射流泵(4)的射流泵外管(404)設(shè)為直管。
12.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于在ー個所述飛行器發(fā)動機(2000 )上設(shè)置兩個以上所述飛行器發(fā)動機噴射通道(1000 )。
13.如權(quán)利要求I或2所述大推力飛行器發(fā)動機，其特征在于所述射流泵高壓動カ流體噴嘴(401)與所述射流泵(4)的喉ロ的距離大于10cm。
專利摘要本實用新型公開了一種大推力飛行器發(fā)動機，包括飛行器發(fā)動機和射流泵，所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道設(shè)為所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴，或所述飛行器發(fā)動機的飛行器發(fā)動機噴射通道與所述射流泵的射流泵高壓動力流體噴嘴連通，所述射流泵與所述飛行器發(fā)動機連接，所述射流泵的射流泵流體出口設(shè)為噴氣動力推進噴管，或所述射流泵的射流泵流體出口設(shè)為與噴氣動力推進噴管對接連通。本實用新型大幅度提高了飛行器發(fā)動機的推力和推進效率；大幅度降低設(shè)有動力渦輪的飛行器發(fā)動機的動力渦輪工作溫度。
文檔編號F02C3/32GK202611925SQ20122012093
公開日2012年12月19日 申請日期2012年3月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年3月28日
發(fā)明者靳北彪 申請人:摩爾動力(北京)技術(shù)股份有限公司