大推力飞行器发动机制造技术

本实用新型专利技术公开了一种大推力飞行器发动机，包括飞行器发动机和射流泵，所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴，或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，所述射流泵与所述飞行器发动机连接，所述射流泵的射流泵流体出口设为喷气动力推进喷管，或所述射流泵的射流泵流体出口设为与喷气动力推进喷管对接连通。本实用新型专利技术大幅度提高了飞行器发动机的推力和推进效率；大幅度降低设有动力涡轮的飞行器发动机的动力涡轮工作温度。?（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及喷射推进领域，尤其涉及一种飞行器发动机。
技术介绍
飞行器发动机(所谓飞行器发动机是指一切通过气体或流体喷射获得推力的发动机)由于其喷射速度往往远远大于其飞行速度而且在许多情况下，喷射速度很大，而喷射的质量流量很小，这不仅严重影响了这类发动机的效率，而且也严重影响了这类发动机的推力。为了克服这一缺点，人们专利技术了涡扇发动机和涡桨发动机等。但是，这类发动机需要动力涡轮对风扇等叶轮机构输出动力，这就大幅度增加了发动机的涡轮负荷，发动机的造价和技术要求会因此而大幅度提高。如果能够找到一种技术方案，通过更简洁的方式提高飞行器发动机的效率和推力，将具有划时代的意义。
技术实现思路
为了实现上述目的，本技术的技术方案如下一种大推力飞行器发动机，包括飞行器发动机和射流泵，所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴，或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，所述射流泵与所述飞行器发动机连接，所述射流泵的射流泵流体出口设为喷气动力推进喷管，或所述射流泵的射流泵流体出口设为与喷气动力推进喷管对接连通。所述射流泵的射流泵流体出口连续喷射出的气体的质量流量与气体的喷射速度的乘积大于由所述飞行器发动机喷射通道直接进行连续喷射时所能得到的喷射气体的质量流量与喷射速度的乘积。所述飞行器发动机设为火箭发动机、涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轮轴发动机、冲压发动机、鱼雷喷气发动机、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、水下螺旋桨发动机或导弹发动机。所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道和燃烧室工质喷射管构成，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，所述射流泵的射流泵低压流体入口与所述燃烧室进气道连通。所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道、压气机和燃烧室工质喷射管构成，所述压气机的压气机压缩气体出口与所述燃烧室进气道连通，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，在所述压气机和所述燃烧室之间上设压缩气体导出口，所述压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道、压气机和燃烧室工质喷射管构成，所述压气机设为多级压气机；所述压气机的压气机压缩气体出口与所述燃烧室进气道连通，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，在所述压气机的级间工质出口上设压缩气体导出口，所述压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。所述飞行器发动机设为涡扇发动机，所述涡扇发动机的外涵道的外涵道气体出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通，或在所述涡扇发动机的风扇后的所述外涵道上设外涵道压缩气体导出口，所述外涵道压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。所述大推力飞行器发动机设置在旋转结构体上。所述射流泵的射流泵外管设为可拆卸式和/或可拆分式。所述射流泵高压动力流体喷嘴在所述射流泵的射流泵外管内轴线上的位置设为可调式。 所述射流泵的射流泵外管设为直管。在一个所述飞行器发动机上设置两个以上所述飞行器发动机喷射通道，以缩小所述飞行器发动机喷射通道的直径。所述射流泵高压动力流体喷嘴与所述射流泵的喉口的距离大于10cm。一种提高所述大推力飞行器发动机效率和环保性的方法，调整即将开始做功的气体工质的温度到2000K以下，调整即将开始做功的气体工质的压力到15MPa以上，使即将开始做功的气体工质的温度和压力符合类绝热关系。本技术中，所谓飞行器发动机是指一切通过气体或液体喷射或通过液体流动获得推力的发动机，例如火箭发动机、冲压发动机、涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轮轴发动机、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、鱼雷喷气发动机、水下螺旋桨发动机、导弹发动机等；所谓飞行器是指由喷射推进的运动体，例如在大气层内飞行的飞行器、需要穿越大气层的航天器、在海洋中行驶的物体(如鱼雷、舰船等)。本技术中，所谓液体流动是指在液体螺旋桨以及设置在液体螺旋桨外的导流管的作用下产生的液体流动；所谓的水下螺旋桨发动机是指由液体螺旋桨以及设置在液体螺旋桨外的导流管构成的能够获得推进力的机构，本技术中将所述水下螺旋桨发动机中的导流管设为所述飞行器发动机喷射通道。本技术中，所述射流泵高压动力流体喷嘴与所述射流泵的喉口的距离大于I5cm、20cm、25cm、30cm、35cm、40cm、45cm、50cm、55cm、60cm、65cm、70cm、75cm、80cm、85cm、90cm 或大于 100cm。本技术中，在所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴的结构中，所述飞行器发动机喷射通道应与所述射流泵高压动力流体喷嘴的喷射要求相符合，并且根据喷射要求，调整所述飞行器发动机喷射通道与所述射流泵喉口的距离，必要时可以根据所述射流泵高压动力流体喷嘴的喷射要求重新设计所述飞行器发动机喷射通道，甚至可以将所述飞行器发动机喷射通道设为由多个小直径喷射管构成的喷射通道，以获得更大的推进力。本技术的原理是通过将所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴，或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，所述射流泵与所述飞行器发动机连接，所述飞行器发动机喷射通道内的工质由所述射流泵高压动力流体喷嘴喷出，在所述射流泵高压动力流体喷嘴的喷射和所述射流泵的作用下，使其他流体(如大气中的空气，经风扇加压的空气、经压气机加压的空气或液体)由所述射流泵的射流泵低压流体入口向所述射流泵流体出口发生定向流动，以增加从所述射流泵流体出口喷射出的工质的质量流量，从而获得推力的增加。本技术中，图17是气体工质的温度T和压力P的关系图，O-A-H所示曲线是通过状态参数为298K和O. IMPa的O点的气体工质绝热关系曲线；B点为气体工质的实际状态点，E-B-D所示曲线是通过B点的绝热关系曲线，A点和B点的压力相同；F-G所示曲线是通过2800K和IOMPa (即目前内燃机中即将开始做功的气体工质的状态点)的工质绝热关系曲线。本技术中，图17中的ρ = 中的^是气体工质绝热指数，P是气体工质的压力，τ是气体工质的温度，c是常数。本技术中，所谓的类绝热关系包括下列三种情况1.气体工质的状态参数(即工质的温度和压力)点在所述工质绝热关系曲线上，即气体工质的状态参数点在图17中O-A-H所示曲线上；2.气体工质的状态参数(即工质的温度和压力)点在所述工质绝热关系曲线左侧，即气体工质的状态参数点在图17中O-A-H所示曲线的左侧；3.气体工质的状态参数(即工质的温度和压力)点在所述工质绝热关系曲线右侧，即气体工质的状态参数点在图17中O-A-H所示曲线的右侧，但是气体工质的温度不高于由此气体工质的压力按绝热关系计算所得温度加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、加本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大推力飞行器发动机，其特征在于：包括飞行器发动机（2000）和射流泵（4），所述飞行器发动机（2000）的飞行器发动机喷射通道（1000）设为所述射流泵（4）的射流泵高压动力流体喷嘴（401），或所述飞行器发动机（2000）的飞行器发动机喷射通道（1000）与所述射流泵（4）的射流泵高压动力流体喷嘴（401）连通，所述射流泵（4）与所述飞行器发动机（2000）连接，所述射流泵（4）的射流泵流体出口（403）设为喷气动力推进喷管（5），或所述射流泵（4）的射流泵流体出口（403）设为与喷气动力推进喷管（5）对接连通。

【技术特征摘要】
2011.03.28 CN 201120085027.7;2011.03.29 CN 2011201.ー种大推力飞行器发动机，其特征在于包括飞行器发动机(2000)和射流泵(4)，所述飞行器发动机(2000)的飞行器发动机喷射通道(1000)设为所述射流泵(4)的射流泵高压动カ流体喷嘴(401)，或所述飞行器发动机(2000)的飞行器发动机喷射通道(1000)与所述射流泵(4)的射流泵高压动カ流体喷嘴(401)连通，所述射流泵(4)与所述飞行器发动机(2000)连接，所述射流泵(4)的射流泵流体出口(403)设为喷气动カ推进喷管(5)，或所述射流泵(4)的射流泵流体出ロ(403)设为与喷气动力推进喷管(5)对接连通。2.如权利要求I所述大推力飞行器发动机，其特征在于所述射流泵(4)的射流泵流体出ロ(403)连续喷射出的气体的质量流量与气体的喷射速度的乘积大于由所述飞行器发动机喷射通道(1000)直接进行连续喷射时所能得到的喷射气体的质量流量与喷射速度的乘积。3.如权利要求I或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于所述飞行器发动机(2000)设为火箭发动机(200)、涡轮喷气发动机、涡扇发动机(202)、涡桨发动机、涡轮轴发动机(204)、冲压发动机(205)、鱼雷喷气发动机(206)、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、水下螺旋桨发动机或导弹发动机。4.如权利要求I或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于所述飞行器发动机(2000)设为由燃烧室(I)、燃烧室进气道(2)和燃烧室エ质喷射管(3)构成，所述燃烧室进气道(2)与所述燃烧室(I)连通，所述燃烧室(I)与所述燃烧室エ质喷射管(3)连通，所述射流泵(4)的射流泵低压流体入口(402)与所述燃烧室进气道(2)连通。5.如权利要求I或2所述大推力飞行器发动机，其特征在于所述飞行器发动机(2000)设为由燃烧室(I)、燃烧室进气道(2)、压气机(6)和燃烧室エ质喷射管(3)构成，所述压气机(6)的压气机压缩气体出口(66)与所述燃烧室进气道(2)连通，所述燃烧室进气道(2)与所述燃烧室(I)连通，所述燃烧室(I)与所述燃烧室...

【专利技术属性】
技术研发人员：靳北彪，
申请(专利权)人：摩尔动力北京技术股份有限公司，
类型：实用新型
国别省市：