一种航空发动机节油辅助推力隐身系统技术方案

本申请公开了一种航空发动机节油辅助推力隐身系统，包括发动机外壳外壁和燃烧室，燃烧室的尾部设有供尾焰向后喷射的尾焰喷射口，发动机外壳外壁和燃烧室之间设有环形的闪蒸室，燃烧室和闪蒸室通过发动机外壳内壁隔开，闪蒸室中设有朝向发动机外壳内壁喷射水雾的喷头，闪蒸室的尾部设有供高压蒸汽向后喷射的蒸汽喷射口。本申请提供的航空发动机节油辅助推力隐身系统可形成高压蒸汽，高压蒸汽向尾部喷出，为航空发动机提供辅助推力，节省燃油；同时高压蒸汽将尾焰包裹在自身内部，从而减少燃油尾焰的热辐射，给航空发电机提供隐身的效果。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机节油辅助推力隐身系统
本申请涉及航空发动机辅助节油推力
，更具体地说，涉及一种航空发动机节油辅助推力隐身系统。
技术介绍
航空发动机在工作过程中，尾喷口喷出的燃油尾焰温度极高，因此热辐射较高，不利于发动机隐身。另外，发动机的动力依靠燃烧室内的燃烧，如果无法得到其他辅助的推力作用，则在工作时需要消耗较多的能源。综上所述，如何为航空发动机提供辅助推力和隐身效果，是目前本领域技术人员亟待解决的问题。
技术实现思路
有鉴于此，本申请的目的是提供一种航空发动机节油辅助推力隐身系统，其能够在不多消耗燃油的情况下为航空发动机提供辅助推力，实现降低能耗的效果；同时还利用外层的高压蒸汽层包裹内部的尾焰层，减少尾焰的热辐射，为航空发动机提供隐身的效果。为了实现上述目的，本申请提供如下技术方案：一种航空发动机节油辅助推力隐身系统，包括发动机外壳外壁和燃烧室，所述燃烧室的尾部设有供尾焰向后喷射的尾焰喷射口，所述发动机外壳外壁和所述燃烧室之间设有环形的闪蒸室，所述燃烧室和所述闪蒸室通过发动机外壳内壁隔开，所述闪蒸室中设有朝向所述发动机外壳内壁喷射水雾的喷头，所述闪蒸室的尾部设有供高压蒸汽向后喷射的蒸汽喷射口。可选的，所述蒸汽喷射口呈环形结构。可选的，所述闪蒸室的截面积从中部向靠近所述蒸汽喷射口的方向逐渐减小。可选的，所述喷头设置在所述发动机外壳外壁上朝向所述闪蒸室的一侧。可选的，所述喷头成列分布，各列沿所述发动机外壳外壁的周向依次分布，每一列包括从前向后间隔分布的多个所述喷头。可选的，全部所述喷头与同一供水管连通。通过上述方案，本申请提供的航空发动机节油辅助推力隐身系统的有益效果在于：本申请提供的航空发动机节油辅助推力隐身系统包括燃烧室、环形的闪蒸室、将两个腔室隔开的发动机外壳内壁、设于闪蒸室中且朝向发动机外壳内壁喷射水雾的喷头，燃烧室的尾部设有供尾焰向后喷射的尾焰喷射口，闪蒸室的尾部设有供高压蒸汽向后喷射的蒸汽喷射口。在航空发动机工作过程中，水通过喷头喷射在发动机外壳内壁上，发动机外壳内壁受燃烧室影响具有极高的温度，发动机外壳内壁迅速把喷头喷出的水雾汽化为高压蒸汽，水雾的体积发生瞬间膨胀，高压蒸汽从尾部的蒸汽喷射口喷射出去给发动机形成一个推力，让飞机在不增加燃油消耗的情况下获得辅助推力；另外，尾喷的高压蒸汽将会整个包裹尾喷的尾焰，高压蒸汽的温度远低于尾焰的温度，从而减少燃油尾焰的热辐射，给航空发电机提供隐身的效果。附图说明为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。图1为本申请实施例提供的一种航空发动机节油辅助推力隐身系统的结构示意图；图2为图1中的闪蒸室的放大示意图；图3为闪蒸室的工作原理图；图中的虚线线段表示喷头喷出的水雾，水平指向右侧的直线箭头表示高压蒸汽喷射方向；图4为图1中航空发动机节油辅助推力隐身系统工作状态下的示意图。图1～4中的附图标记为：蒸汽喷射口1、发动机外壳外壁2、喷头3、供水管4、腔室隔板5、发动机外壳内壁6、闪蒸室7、燃烧室8、航油喷嘴9、高压蒸汽层10、尾焰层11、涡轮叶片12。具体实施方式下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。请参考图1至图4，本申请提供的航空发动机节油辅助推力隐身系统包括发动机外壳、燃烧室8、闪蒸室7。发动机外壳包括发动机外壳外壁2和发动机外壳内壁6，二者相对分布，二者之间的腔体为闪蒸室7。发动机外壳内壁6将燃烧室8和闪蒸室7隔开，即发动机外壳内壁6的外侧为闪蒸室7，发动机外壳内壁6的内侧为燃烧室8。燃烧室8用于进行燃料的燃烧。燃烧室8内部需要设置有喷射燃油的航油喷嘴9，燃烧室8的尾部设有供尾焰向后喷射的尾焰喷射口，尾焰从尾焰喷射口向外喷出后形成尾焰层11。燃烧室8的具体结构和工作原理可参考现有技术。闪蒸室7包围燃烧室8设置，呈环形分布。闪蒸室7的断面呈倒U形结构，此处的“倒”指U形结构的开口朝向尾部、而非上方。U形结构可以由发动机外壳外壁2和发动机外壳内壁6围成，也可以在发动机外壳外壁2和发动机外壳内壁6的前端设置腔室隔板5。闪蒸室7中设有喷头3，喷头3与供水管4连接，并且朝向发动机外壳内壁6喷射水雾。喷头3的安装位置可以具体为发动机外壳外壁2上朝向闪蒸室7的一侧，当然喷头3也可以设置在闪蒸室7中的其他位置，能够朝向发动机外壳内壁6喷射水雾即可。由于发动机外壳内壁6受燃烧室8的影响具有极高的温度，因此水雾喷射至发动机外壳内壁6后会瞬间汽化为高压蒸汽。喷头3的数量没有限制，理论上闪蒸室7中设置单个喷头3即可形成高压蒸汽，但是为了保障高压蒸汽总量，优选喷头3设置多个，例如，喷头3成列分布，各列沿发动机外壳外壁2的周向依次分布，每一列包括从前向后间隔分布的多个喷头3。在实际应用中，可以将全部喷头3与同一供水管4连通；当然，也可以设置将多个喷头3分组设置，同一组的喷头3与同一个供水管4连通。闪蒸室7的尾部设有供高压蒸汽向后喷射的蒸汽喷射口1，高压蒸汽从蒸汽喷射口1喷出后形成高压蒸汽层10。优选蒸汽喷射口1呈环形结构，使得高压蒸汽层10完全包裹住尾焰层11的外周；当然，若环形的蒸汽喷射口1中部仅有较小的局部间断，高压蒸汽层10也可以形成环形的喷射层。为了优化高压蒸汽的喷射效果，优选闪蒸室7的截面积从中部向靠近蒸汽喷射口1的方向逐渐减小。由上述实施方式可以见，本申请提供的航空发动机节油辅助推力隐身系统的有益效果在于：本申请在发动机外壳的燃烧室8至尾喷段之间设计了一个环形的闪蒸室7，并在闪蒸室7内部设置面向发动机外壳内壁6的喷头3。在工作过程中，从燃烧室8到尾焰喷射口之间会产生很大的热量，该热量传导至发动机外壳内壁6，使得发动机外壳内壁6具有极高的温度。水通过喷头3喷射在发动机外壳内壁6上，发动机外壳内壁6受燃烧室8影响具有极高的温度，发动机外壳内壁6将喷头3喷洒到其表面的水雾迅速汽化为高压蒸汽，水雾的体积发生瞬间膨胀(水到蒸汽的膨胀倍数是1244.44倍)，高压蒸汽从尾部的蒸汽喷射口1喷射出去给发动机形成一个推力，让飞机在不增加燃油消耗的情况下获得辅助推力；另外，请参考图4，尾喷的高压蒸汽层10将尾喷的尾焰层11包裹在自身内部，而高压蒸汽层10的温度远低于尾焰层11的温度(外层的高压蒸汽层10的温度可能为400℃-500℃，而内层的尾焰层11的温度为2500℃左右)，从而减少燃油尾焰的热辐射，给航空发电机提供隐身的效果。本说明书本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机节油辅助推力隐身系统，其特征在于，包括发动机外壳外壁(2)和燃烧室(8)，所述燃烧室(8)的尾部设有供尾焰向后喷射的尾焰喷射口，所述发动机外壳外壁(2)和所述燃烧室(8)之间设有环形的闪蒸室(7)，所述燃烧室(8)和所述闪蒸室(7)通过发动机外壳内壁(6)隔开，所述闪蒸室(7)中设有朝向所述发动机外壳内壁(6)喷射水雾的喷头(3)，所述闪蒸室(7)的尾部设有供高压蒸汽向后喷射的蒸汽喷射口(1)。/n

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机节油辅助推力隐身系统，其特征在于，包括发动机外壳外壁(2)和燃烧室(8)，所述燃烧室(8)的尾部设有供尾焰向后喷射的尾焰喷射口，所述发动机外壳外壁(2)和所述燃烧室(8)之间设有环形的闪蒸室(7)，所述燃烧室(8)和所述闪蒸室(7)通过发动机外壳内壁(6)隔开，所述闪蒸室(7)中设有朝向所述发动机外壳内壁(6)喷射水雾的喷头(3)，所述闪蒸室(7)的尾部设有供高压蒸汽向后喷射的蒸汽喷射口(1)。


2.根据权利要求1所述的航空发动机节油辅助推力隐身系统，其特征在于，所述蒸汽喷射口(1)呈环形结构。


3.根据权利要求1所述的航空发动机节油辅助...

【专利技术属性】
技术研发人员：侯宇，李山柏，
申请(专利权)人：侯宇，
类型：发明
国别省市：四川;51