【技术实现步骤摘要】
双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机
本专利技术属于航空喷气发动机，涉及燃气旋喷航空喷气发动机技术、永磁发电
以及冲压进气技术。
技术介绍
。现有的燃气动力涡轮航空喷气发动机以及本专利技术人之前已获得国家专利技术专利授权的《旋喷式可变循环航空喷气发动机》(专利号201810092409.9)都有一个共同特点，参与燃烧的空气都是通过多级涡扇连续加压后进入燃烧室中参与燃烧的，这样做导致的一种结果是：随着飞机速度的进一步上升，高速气流冲击涡扇叶片力量不断加强，空气动能不断转化为热能，这热能使进入燃烧室之前的空气温度大幅提高，空气温度越高，空气中的有效氧含量就相应大幅减少，这样空气与燃料就很难发生燃烧，燃料中的化学能就不能得到有效释放，飞行中的飞机不能从燃料中获得额外能量，发动机的推力就会越来越小，直至减少到零，这样飞机速度就不能继续提高了，由此可见采用这种压气机机械压缩空气模式的航空喷气发动机其速度有一极限值。不仅如此，很明显这种机械压缩空气模式还会额外耗费能量，极不利于这种航空喷气发动机热效率的提高，为了克服航空发动机这种缺陷，人们专利技术了冲压发动机，冲压发动机无需机械压缩空气，但冲压发动机只有飞行器飞行速度达到一定程度时才能启动发挥作用，且基本不能人为控制，多用于火箭、导弹飞行，人们为了克服冲压发动机这种缺陷，人类又想到将燃气涡轮航空喷气发动机与冲压发动机二者进行相结合，实行双模态，专利技术出了亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，并将其称作“人类第六代航空发动机”(简称“六代机”)，代表着航空发动机的未来。很显然这二种发动机结构...
【技术保护点】
1.双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，包括蓄电池组(12)、燃料存储箱(4)、燃料输送泵(3)，燃料存储箱(4)上设有燃料输出法兰接口(4a)，其特征在于：其主体部件包括推力喷气机(1)、双模态空气增压器(9)两部分，推力喷气机(1)上面开设有燃烧空气输入第1法兰接口(1a)、燃料换热前输入法兰接口(1b)、燃料换热后输出法兰接口(1c)、燃烧空气输入第2法兰接口(1d)、燃料换热后输入法兰接口(1e)共5处对外连接部件，其中燃料换热后输入法兰接口(1e)上面通过螺栓螺母同燃料输送调节阀(5)出口端法兰相互固定连接在一起；双模态空气增压器(9)上面开设有若干高压空气输出法兰接口，此即高压空气输出第1法兰接口(9a)、高压空气输出第2法兰接口(9b)共2处对外连接法兰接口，并且高压空气输出第1法兰接口(9a)、高压空气输出第2法兰接口(9b)共2法兰接口上面通过螺栓螺母分别同燃烧空气第1调节阀(10)、燃烧空气第2调节阀(11)共2阀门各自进口端法兰相互固定连接在一起；燃料存储箱(4)上面的燃料输出法兰接口(4a)同燃料输送泵(3)的进口端法兰相固定连接，未换热燃料输送管(2...
【技术特征摘要】
1.双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，包括蓄电池组(12)、燃料存储箱(4)、燃料输送泵(3)，燃料存储箱(4)上设有燃料输出法兰接口(4a)，其特征在于：其主体部件包括推力喷气机(1)、双模态空气增压器(9)两部分，推力喷气机(1)上面开设有燃烧空气输入第1法兰接口(1a)、燃料换热前输入法兰接口(1b)、燃料换热后输出法兰接口(1c)、燃烧空气输入第2法兰接口(1d)、燃料换热后输入法兰接口(1e)共5处对外连接部件，其中燃料换热后输入法兰接口(1e)上面通过螺栓螺母同燃料输送调节阀(5)出口端法兰相互固定连接在一起；双模态空气增压器(9)上面开设有若干高压空气输出法兰接口，此即高压空气输出第1法兰接口(9a)、高压空气输出第2法兰接口(9b)共2处对外连接法兰接口，并且高压空气输出第1法兰接口(9a)、高压空气输出第2法兰接口(9b)共2法兰接口上面通过螺栓螺母分别同燃烧空气第1调节阀(10)、燃烧空气第2调节阀(11)共2阀门各自进口端法兰相互固定连接在一起；燃料存储箱(4)上面的燃料输出法兰接口(4a)同燃料输送泵(3)的进口端法兰相固定连接，未换热燃料输送管(2)将燃料输送泵(3)的出口端法兰和燃料换热前输入法兰接口(1b)相连通，换热后燃料输送管(6)将燃料换热后输出法兰接口(1c)和燃料输送调节阀(5)进口端相连通，第2空气输送管(7)将燃烧空气第2调节阀(11)出口端和燃烧空气输入第1法兰接口(1a)相连通，第1空气输送管(8)将燃烧空气第1调节阀(10)出口端和燃烧空气输入第2法兰接口(1d)相连通，蓄电池组(12)有导电线同燃料输送泵(3)、推力喷气机(1)以及双模态空气增压器(9)相连接。
2.根据权利要求1所述的双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，其特征在于：所述的推力喷气机(1)包括推力进气管(15)、尾喷管(33)，位于推力喷气机(1)最前端的推力进气管(15)上设有推力进气管连接法兰(15a)，在推力进气管(15)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有发电单元前连接法兰19a()和发电单元后连接法兰(19b)的发电单元(19)，发电单元前连接法兰(19a)同推力进气管连接法兰(15a)一起由若干推力喷气机第1套螺栓螺母(16)固定连接在一起；在发电单元(19)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有前机匣前连接法兰(21a)和前机匣后连接法兰(21b)的前机匣(21)，前机匣前连接法兰(21a)同发电单元后连接法兰(19b)一起由若干推力喷气机第2套螺栓螺母(20)固定连接在一起；在前机匣(21)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有动力单元前连接法兰(23a)和动力单元后连接法兰(23b)的动力单元(23)，动力单元前连接法兰(23a)同前机匣后连接法兰(21b)一起由若干推力喷气机第3套螺栓螺母(22)固定连接在一起；在动力单元(23)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有燃烧单元前连接法兰(25a)和燃烧单元后连接法兰(25b)的燃烧单元(25)，燃烧单元前连接法兰(25a)同动力单元后连接法兰(23b)一起由若干推力喷气机第4套螺栓螺母(24)固定连接在一起；在燃烧单元(25)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有原料预备单元前连接法兰(27a)、原料预备单元后连接法兰(27b)以及若干燃烧空气输入法兰接口，此即燃烧空气输入第1法兰接口(1a)和燃烧空气输入第2法兰接口(1d)，原料预备单元前连接法兰(27a)同燃烧单元后连接法兰(25b)一起由若干推力喷气机第5套螺栓螺母(26)固定连接在一起；在原料预备单元(27)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有燃料预备单元前连接法兰(29a)、燃料预备单元后连接法兰(29b)以及燃料换热后输入法兰接口(1e)的燃料预备单元(29)，燃料预备单元前连接法兰(29a)同原料预备单元后连接法兰(27b)一起由若干推力喷气机第6套螺栓螺母(28)固定连接在一起；在燃料预备单元(29)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有复合后机匣前连接法兰(32a)、复合后机匣后连接法兰(32b)、燃料换热前输入法兰接口(1b)、燃料换热后输出法兰接口(1c)共4附件的复合后机匣(32)，复合后机匣前连接法兰(32a)同燃料预备单元后连接法兰(29b)一起由若干推力喷气机第7套螺栓螺母(30)固定连接在一起；在复合后机匣(32)后面并与之相依靠在一起的是其上面设有尾喷管连接法兰(33a)的尾喷管(33)，尾喷管连接法兰(33a)同复合后机匣后连接法兰(32b)一起由若干第8套螺栓螺母(31)固定连接在一起；在推力喷气机主体部分内部设有包括主轴(34a)在内的主轴及围绕主轴辅助件(34)，主轴(34a)上面在位于原料预备单元(27)内部处安装固定有附加涡扇(35)；若干穿杆(18)分别穿过推力进气管连接法兰(15a)、发电单元前连接法兰(19a)、发电单元后连接法兰(19b)、前机匣前连接法兰(21a)、前机匣后连接法兰(21b)、动力单元前连接法兰(23a)、动力单元后连接法兰(23b)、燃烧单元前连接法兰(25a)、燃烧单元后连接法兰(25b)、原料预备单元前连接法兰(27a)、原料预备单元后连接法兰(27b)、燃料预备单元前连接法兰(29a)、燃料预备单元后连接法兰(29b)、复合后机匣前连接法兰(32a)、复合后机匣后连接法兰(32b)、尾喷管连接法兰(33a)共16个法兰上面所对应的法兰孔后在每一穿杆(18)两端通过穿杆紧固螺母(17)将上述16个法兰锁紧其中，穿杆(18)同由推力喷气机第1套螺栓螺母(16)、推力喷气机第2套螺栓螺母(20)、推力喷气机第3套螺栓螺母(22)、推力喷气机第4套螺栓螺母(24)、推力喷气机第5套螺栓螺母(26)、推力喷气机第6套螺栓螺母(28)、推力喷气机第7套螺栓螺母(30)、推力喷气机第8套螺栓螺母(31)共8部件排列成的一直线成错开相间隔布置。
3.根据权利要求1所述的双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，其特征在于：所述的双模态空气增压器(9)包括高压空气存储罐(48)、球形连通(46)、聚风斗(45)，球形连通(46)其包括处于对向、中心线在其一直径上的球形连通总进气法兰接口(46e)和球形连通总出气法兰接口(46f)，以及中心线均在同此直径相垂直的同一平面内的若干分支出气接口，此即球形连通第1分支出气法兰接口(46a)、球形连通第2分支出气法兰接口(46b)、球形连通第3分支出气法兰接口(46c)、球形连通第4分支出气法兰接口(46d)共4个分支出气接口，聚风斗(45)包括聚风斗出气法兰接口(45a)和聚风斗进风口直筒部(45b)，聚风斗45中间部位的主体为圆锥斗形体，圆锥斗形体的底部是聚风斗出气法兰接口(45a)，圆锥斗形体的敞口端与聚风斗进风口直筒部(45b)固定在一起；成封闭状的高压空气存储罐(48)其有两端面分别是进气端面和出气端面，出气端面上开设有若干高压空气输出接口，此即高压空气输出第1法兰接口(9a)和高压空气输出第2法兰接口(9b)，进气端面其周围沿高压空气存储罐(48)圆周侧面设有高压空气存储罐紧固法兰(48f)，其上面中心部位开设有一个高压空气存储罐总进气法兰接口(48e)，高压空气存储罐总进气法兰接口(48e)上面安装有总进气单向阀(47)的出口端，总进气单向阀(47)的进口端法兰通过螺栓螺母同球形连通总出气法兰接口(46f)相固定连接；围绕高压空气存储罐总进气法兰接口(48e)布置有若干分支进气接口，此即高压空气存储罐第1分支进气法兰接口(48a)、高压空气存储罐第2分支进气法兰接口(48b)、高压空气存储罐第3分支进气法兰接口(48c)、高压空气存储罐第4分支进气法兰接口(48d)共4分支进气法兰接口，这4分支进气法兰接口上面分别通过螺栓螺母安装固定有第1电动离心空气增压机出气法兰接口(43a)、第2电动离心空气增压机出气法兰接口(39a)、第3电动离心空气增压机出气法兰接口(50a)、第4电动离心空气增压机出气法兰接口(37a)，而第1电动离心空气增压机进气法兰接口(43b)、第2电动离心空气增压机进气法兰接口(39b)、第3电动离心空气增压机进气法兰接口(50b)、第4电动离心空气增压机进气法兰接口(37b)共4法兰接口上面分别通过螺栓螺母安装固定有第1分支单向阀(44)、第2分支单向阀(38)、第3分支单向阀(49)、第4分支单向阀(37)共4个分支单向阀的出口端法兰，而这4个分支单向阀的进口端法兰通过螺栓螺母分别同球形连通第1分支出气法兰接口(46a)、球形连通第2分支出气法兰接口(46b)、球形连通第3分支出气法兰接口(46c)、球形连通第4分支出气法兰接口(46d)共4分支出口法兰相固定连接；球形连通总进气法兰接口(46e)通过螺栓螺母同聚风斗出气法兰接口(45a)相固定在一起；圆周侧壁间设有若干检视窗(41a)的支撑保护套筒(41)其外形呈圆筒状，其一端通过增压器第2套螺栓螺母(42)同聚风斗进风口直筒部(45b)固定在一起，其另一端通过增压器第1套螺栓螺母(40)同高压空气存储罐紧固法兰(48f)固定在一起。
4.根据权利要求1所述的双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，其特征在于：所述的推力喷气机(1)之中的发电单元(19)其圆筒形的发电单元外壳(58)两端分别安装固定有发电单元前连接法兰(19a)和发电单元后连接法兰(19b)，发电单元外壳(58)的内部设有安装固定于发电单元外壳(58)内壁面上的环形的、中间有凹形槽的电磁线圈定子(51)，电磁线圈定子(51)其中的凹形槽三面包围着环形的永磁体转子(52)，永磁体转子(52)固定在转子托底盘(53)上面，电磁线圈定子(51)与永磁体转子(52)二者间保留有一定缝隙，且当永磁体转子(52)在电磁线圈定子(51)中转动时电磁线圈定子(51)中的电磁线圈始终切割永磁体转子(52)所在磁场的磁力线；转子托底盘(53)内部设有压尖盘(55)和若干调节性辐条支架(54)，位于压尖盘(55)和转子托底盘(53)二者间的调节性辐条支架(54)其每根的两端分别固定在转子托底盘(53)内壁面上和压尖盘(55)外壁面上，压尖盘(55)的内部设有发电涡扇底盘(56)与若干发电涡扇页片(57)，每片发电涡扇页片(57)其扇页片头部安装固定在压尖盘(55)的内壁面，其扇页片根部安装固定在发电涡扇底盘(56)的外表面上，中空圆柱状的发电涡扇底盘(56)其内部圆周壁面上沿平行于发电涡扇底盘(56)中心轴线方向开设有键槽即发电涡扇底盘键槽(56a)，发电单元外壳(58)、电磁线圈定子(51)、永磁体转子(52)、转子托底盘(53)、压尖盘(55)、发电涡扇底盘(56)共6部件拥有一条共同的中心轴线，扁平条状的调节性辐条支架(54)其上面的与其较大面积的表面相平行的中心对称面均全部经过上述共同的中心轴线。
5.根据权利要求1所述的双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，其特征在于：所述的推力喷气机(1)之中的前机匣(21)其基本结构组成包括前机匣外壳(61)、前机匣轴承套(63)，前机匣外壳(61)外侧表面的两端口上分别安装固定有环形片状的前机匣后端面板(59)和前机匣前端面板(60)的各自内环内侧面，前机匣前端面板(60)和前机匣后端面板(59)的各自外环外侧面上分别安装固定有前机匣前连接法兰(21a)和前机匣后连接法兰(21b)，在各自连接法兰附近的前机匣后端面板(59)和前机匣前端面板(60)各自外端且相对的两内侧端面之间由两端分别固定在上述两内端面部位上面的若干支撑连杆(64)将前机匣后端面板(59)和前机匣前端面板(60)二者之间连接加固成一体，这些若干支撑连杆(64)布置在同一圆周面上，拥有同一中心轴线的前机匣外壳(61)与前机匣轴承套(63)之间由两端分别固定在前机匣外壳(61)内壁面上与前机匣轴承套(63)圆周侧外表面上的若干机匣支撑辐条(62)支撑连接，中空圆柱体形的前机匣轴承套(63)其套体中沿平行于前机匣轴承套(63)中心轴线方向开设有若干前机匣轴承套穿孔(63a)，所有前机匣轴承套穿孔(63a)的中心轴线均在以前机匣轴承套(63)中心轴线为中心轴线的同一圆周面上，前机匣轴承套(63)两侧端面分别在前机匣后端面板(59)和前机匣前端面板(60)各自外侧端面所在平面延...
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