CN101716995A - 波形翼与物体的波形表面 - Google Patents

Abstract

波形翼也属平直机翼，与平直机翼的区别是其前缘和后缘是按正弦波或三角波规律凸凹的波状，看上去象锯齿，低速时和平直翼一样升力大，高速时和掠翼一样波阻小；物体的波形表面是在物体的平面、斜面、弧面、锥面等表面上按正弦波或三角波规律凸凹的表面，当流体流过此表面时，摩擦力很小且无边界层；将二者运用于飞机、导弹、空气螺旋桨、燃气轮机叶轮、水中螺旋桨、舰船、潜艇、鱼雷等能显著提高其速度并减小阻力。

Description

波形翼与物体的波形表面

技术领域本发明涉及流体力学、机械、航空航天器、航海器及国防。

背景技术目前飞机的机翼有平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼和梯形翼等分类，相对于平直翼，后掠翼、三角翼、梯形翼的特点是机翼前缘后掠，前掠翼是机翼前缘前掠，也可将机翼前缘前掠或后掠的机翼都称为掠翼；平直翼的低速性好，但却不能适应高速，掠翼高速性好，但低速性能差；可变后掠翼虽能高低速通用，但受其结构和重量的制约述是被现代飞机所淘汰。

在空气中飞行的航空器、转动的螺旋桨和叶轮，在水面或水中航行的航海器、转动的螺旋浆，其外表面都存在着边界层；边界层的存在和分离使航空器、螺旋桨、叶轮产生阻力和失速，使航海器产生阻力和空穴等问题。

发明内容要克服平直机翼不能适应高速，掠翼低速性能差的问题，使用既能适应低速又能适应高速且不受结构和重量限制的新型机翼是解决问题的途径之一，同时消除飞行中产生的边界层，能显著提高航空器的性能，将此种高低速通用且无边界层的机翼构形运用于螺旋桨、叶轮及航海器同样可显著提高其性能。

本发明提供一种机翼(见图1-a)，其也属平直翼，与平直翼的区别是其在平直翼的基础上、前缘和后缘呈类似锯齿的波状，此“波”与示波器上出现的正弦波、三角波相同(见图1-b)，翼前缘是波峰向前凸、波谷向后凹，翼后缘则是波峰向前凹、波谷向后凸，前后缘波峰的顶点的连线、波谷最底点的连线与翼弦重合，从前后缘波峰顶点间的连线将机翼截断得到翼型，即双弧形翼型(见图1-c)，也可以是棱形、双棱形等高速翼型。这里将此种机翼称为波形翼。

波形翼的上下表面也是波状，波状的表现形式有两种：一种是在机翼上表面最高点连成的展向的直线上有条波状凸起(见图1-d)，波高与翼弦平行且只有翼弦长度的1/8以下，波谷的最低点的连线与机翼上表面最高点的连线平行，波谷最低点与机翼上表面最高点的连线又与机翼最高点至翼弦的垂线重合，此重合线的长度即波状凸起的厚度，此厚度与机翼上表面的附面层厚度相当，从波谷开始朝向机翼后缘的部分厚度逐渐减小并与机翼上表面最高点后缘形成的坡面平滑相接，这种波状表面称为凸起波面；另一种波面是在平面或弧面或斜面上有波状的凹陷(见图1-e、f、g、h、j、k)，波峰的顶点与平面或弧面或斜面重合，波谷则凹陷入平面或弧面或斜面，这种波面称为凹陷波面；波面呈现的波都是波高相等的正弦波或三角波，凸波面和凹波面都称为物体的波形表面。

波形翼与物体的波形表面同属于用波的规律改造物体外形后的产物。

波形翼的积极效果是高低速通用，既有平直翼低速升力大的特点，又有掠翼临界马赫数高，突破音障后阻力小的特点，且性能比平直翼和掠翼更优越，结构的复杂程度及重量与平直翼相当，跨音速时稳定性好；波形表面的积极效果是使机翼外表面无附面层且显著增大升力并减小阻力。

波形翼在空气中飞行时，前缘波峰与波谷形成的斜边使翼前方与翼展向垂直的气流在斜边上减速(见图2中a)，减速的原理与掠翼是相同的，从而提高临界马赫数，与掠翼不同的是气流在相邻的斜边上，朝向波谷的分量在波谷相汇并形成一条与翼弦平行、与翼面垂直的片状气流带(见图2-b、d)，从波谷始、翼上下表面各一条且位置对称，气带的作用类似翼刀，但效果比翼刀更好，能迫使翼上下表面的气流从翼前缘流向后缘、而不流向翼梢进而大大减小诱导阻力；由于翼后缘也是波形，由后缘尾迹产生的压差阻力在后缘波谷与波峰形成的斜边上产生一个偏离翼弦的分量从而大大减小压差阻力；波形翼产生迎角时(见图2-c、d)，由于前缘波谷的存在，气流会穿过波谷补充翼上表面的空气而抑制气流分离，当迎角最大时(见图2-e、f)，气流会在波峰与波谷形成的斜边上产生升力涡而不使机翼失速，所以波形翼的可用迎角可达70°以上；平直翼在达到音速之前，由于上表面凸起对气流的加速作用使翼上表面最高点提前达到音速并产生激波使阻力增大，加之附面层作用还会产生气流分离进而产生跨音速不稳定，波形翼因其上表面最高点略前方的凸起波面对气流有减速作用，推迟了翼上表面最高点激波的产生，提高了临界马赫数使阻力减小(见图2-g)，凸起波面的这种减阻作用也同样适用于锥体向柱体的过渡处(见图2-h)；机翼的凹陷波面在机翼低速飞行时、气流会沿着波峰和波谷形成的凹凸面做起伏的曲线运动(见图2-j)，这就使得在相同的时间内翼上表面气流从前缘流至后缘的路径大大超过下表面气流的路径长度，上下表面气流速度差显著大于常规翼型产生的上下表面气流速度差，因此产生的升力也相应比常规翼显著增大，由于波峰朝向波谷的斜坡很陡，气流从波峰流向波谷时很容易发生气流分离，加之波峰之间的距离又较近，从波谷朝向波峰的斜坡也很陡，对气流有阻碍作用，于是气流分离就有跨过凹陷的趋势，这使得波谷凹陷内的气压降低进而对气流产生朝向波谷的吸力，气流从一个波峰流过后略向波谷凹弯地跨过下一个波峰，但波谷内仍是低压区，此低压区会对波谷产生向上的与翼弦垂直的吸力进而表现为翼型升力，当机翼飞行速度进一步增大时，气流则平直地从每个波峰顶点掠过(见图2-k)，高速气流的吸力使波谷凹陷内接近真空，翼型升力也进一步增大，翼上表面的附面层也随之消失，为使翼下表面的附面层消失，翼下表面也是波状，但波高比上表面值小得多，上下表面的波谷吸力差表现为强大的翼型升力且无附面层问题。足够大的翼形升力可使飞机不产生迎角就能离地升空，机翼迎角虽能产生较大的升力，但同时也存在着气动阻力，迎角越大气动阻力也越大还会出现失速，翼形升力则不存在气动阻力和失速问题，可使飞机以较小的推力迅速增加速度和高度。

当凹陷波面运用于锥体表面、柱体表面、弧形表面时同样会使其表面失去附面层(见图2-l、m、n)，显著减小摩擦阻力。由于凹陷波面上的高速气流仅掠过波峰的顶点，波形翼速度达到热障时也仅有波峰顶点受热，整体翼面的受热程度并不严重，也就是说波形凹陷表面有提高热障和黑障马赫数的作用。凸起波面对翼形最高点气流的减速作用、凹陷波面消除附面层的作用、波面波谷内的低压区对气流吸力作用，使波形翼在跨音速时延迟激波的产生并无附面层与气流分离，使波形翼跨声速时性能稳定。

附图说明图1是波形翼与物体的波形表面的构形图；图2是波形翼与物体的波形表面的积极效果的原理图；图3、图4是波形翼与物体的波形表面运用于燃气轮机的实施方式；图5是波形翼与物体的波形表面运用于涡扇喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机上的实施方式；图6是波形翼与物体的波形表面运用于加力涡扇/超压冲压/火箭组合喷气发动机上的实施方式；图7-图11是波形翼与物体的波形表面运用于航空航天器上的实施方式；图12是波形翼与物体的波形表面运用于航海器上的实施方式。

具体实施方式波形翼与物体的波形表面主要运用于航空航天器、航海器、叶轮、螺旋桨(浆)等，其用处不同，具体实施方式也有别，以下结合附图进一步说明。

波叶燃气轮机即叶片采用波形翼构形的燃气轮机，如图3和图4所示。叶片(图3-b、①和图4-g)的前后缘呈波形，叶盆和叶背表面是凹陷波形表面，压气机(图3-②)机匣内表面，叶根处轮机表面，燃烧室(图3-④)内表面，涡轮(图3-⑨)机匣内表面、涡轮叶根处轮机表面皆是凹陷波面，波的方向与气流方向一致；压气机和涡轮的叶轮轮盘中心有轴承(图4-⑤)，轮盘通过轴承固定在机轴(图4-⑥)上，轮盘的两面对称分布着辐射状的管道(图4-②)、管道的一端在靠近轮盘中心轴承处汇通形成一个口面机轴垂直的环状通口(图4-④)，另一端穿过轮盘与叶片根部的连接处(图4-①)、通入空心叶片内的通道(图

)，叶片内的通道从叶根一侧始至叶尖又折回叶根另一侧，分别与轮盘两面的辐射管相通(见图4中B-B、A-A)；每相邻的两轮盘间都有一个固定于机轴上的、处在两轮盘轴承间的环形锥齿轮轴架(图4-⑦)，轴架的中心是套于机轴上的圆孔，边缘是4-6根与轴架直径在一条直线上的、与边缘面垂直的锥齿轮轴(图4-

)，轴架边缘与中心孔之间是平面与轴架直径及轴架厚度平行的、分散排列的尺寸相等的多个片状的隔连条(图4-⑨)，隔连条的几何中心点在一个圆周上，隔连条之间的空隙即是轴架的通口，通口的两端分别与叶轮轮盘中心轴承处的环状通口(图4-④)相接，并用环形密封垫密封相接处，锥齿轮(图4-

)的锥齿处在圆筒(4-⑩)的两端，锥齿的大圆周直径与圆筒直径相等，锥齿的小圆周直径与圆筒内的两轴承内径相等，轴架上的锥齿轮轴穿入两锥齿轮小圆周中心孔和圆筒内两轴承的内径并将锥齿轮固定在轴架上，处于两叶轮盘之间，其中转速较快的叶轮盘面上的环状锥齿轮(图4-③)与轴架锥齿轮(图4-⑩)根部的锥齿齿合，转速较慢的叶轮盘面上的环状锥齿轮(图4-⑧)与轴架锥齿轮顶部的锥齿轮齿合，即两相邻叶轮盘通过其间轴架上的锥齿轮传动实现差速对转，当两相邻叶轮盘面上的锥齿轮(图4-③、⑧)直径相等时，则通过其间的锥齿轮实现等速对转，见图4-a所示；每两排对转的叶轮称为一级，压气机和涡轮都是从前至后逐级减速，见图3-a所示，压气机的叶轮排数是偶数，涡轮叶轮排数为奇数，压气机叶轮是超声速转动，涡轮叶轮是亚声速转动，前级对转涡轮(图3-⑦)，通过套于机轴上的、处于涡轮和压气机之间的管形传动轴(图3-

)向压气机传动，后级对转涡轮(图3-⑧)与最后排叶轮是自由涡轮，由最后排涡轮轮盘外面上的环状锥齿(图3-

)与处于涡轮后撑板间的锥齿轮(图3-

)齿合，撑板间锥齿轮再与穿入机轴(图3-

)内腔内的传动轴(图3-⑩)上的锥齿轮(图3-

)齿合，传动轴在压气机前端(图3-⑩)对外输出功率；传动轴(图3-⑩)的涡轮后的部分依次装有蒸汽轮机(图3-

)、循环泵(图3-

)、冷凝风扇(图3-

)，蒸汽轮机进口与涡轮后撑板(图3-

)内的空腔相接，撑板空腔又与最后排涡轮轮盘外面中心轴承处的环形通口(图4-④)相连、相连处有密封垫密封，蒸汽轮机的出口与冷凝器(图3-)进口相连，冷凝器的出口与循环泵相连；循环泵输送管道分成两路，一路与燃气排气管中的热交换器相接，热交换器的出口通过分布于燃气轮机外壳上的管道(图3-③)接于燃烧室水套(图3-⑤)，另一路通向压力机进口处的撑板(图3-

)空腔内，撑板空腔又与压气机第一排叶轮轮盘中心轴承处的环状通口(图4-④)相接，相接处有环形密封垫密封；压气机最后一排叶轮轮盘朝向燃烧室的轮面中心轴承处的环形通口与燃烧室水套相通(见图3-所示)，燃烧室(图3-④)是环形燃烧，仅有室壳构成，没有常规燃气轮机燃烧室中的火焰筒，室壳外是水套(图3-⑤)，靠近机轴的水套壁面在靠近压气机处和靠近涡轮处各有一条通道(图3-所示)通向其附近叶轮轮盘中心轴承处的环形通口并由环形密封垫密封相接处，燃烧室进口和出口内的导流叶片都是中空的，进口处导流叶片(图3-)内腔通向压气机轮盘中心的通口，出口处导流叶片(图3-⑥)内腔通向涡轮轮盘中心的通口；整台燃气轮机呈现出两条通道，一条是从压气机进口进入、经压气机、燃烧室、涡轮、排气管的气流通道，一条是从压气机前撑板内腔始、经压气机叶轮盘面辐射管和叶片内腔及叶轮间轴架通口形成的压气机内通道、燃烧室水套、涡轮叶轮盘面辐射管和叶片内腔(图4-)及叶轮间轴架通口形成的涡轮内通道、涡轮后撑板内腔、蒸汽轮机、冷凝器、冷却液循环泵、燃气排气管中的换热器、分布于燃气轮机外壳上的管道回流至压气机前撑板内腔和燃烧室水套的冷却液循环通道。图4中j是压气机叶片断面，k是涡轮叶片断面，l是压气机叶轮，m是涡轮叶轮。

波叶燃轮机起动时，压气机叶轮转速逐渐增加至超声速，最后工作在叶轮材料和结构所能承受的最大安全转速，第一级对转叶轮的转速最大，使空气以超声速轴向进入压气机，经第一级对转叶轮压缩后轴向气流速度降至声速左右，第二级、三级对转叶轮的转速逐渐降低，气流轴向速度最后以低亚声速进入燃烧室，每级对转叶轮的气流进口和出口的方向均是轴向，为保持这一轴向，第一级和第二级叶轮的后排叶轮都比前排叶轮转速略低，三级叶轮的速度三角形见图3-f、g、h中所示。燃烧室内的空气和燃料是以化学恰当比混合燃烧的，温度在2200℃左右，在此高温的条件下涡轮采用亚声速对轮涡轮才是安全的。涡轮叶轮的排数为奇数可平衡压气机前两级叶轮的后排叶轮转速略低于前排叶轮产生的陀螺效应。

压气机叶轮从起动到最大速度的过程中速度c、w、u都从亚声速过渡到超声速，波形叶片前缘的临界马赫数最高可达2，既使W₁的M＝3时，波形叶片前缘的激波也仅和平直前缘叶片M＝1.5时的激波角相当，且波阻更小，波叶在轮机上安装时波叶前缘的波峰的最高点与相邻的波叶前缘的波谷的最低点在一个圆周线上，使相邻的波谷产生的片状气带不相交汇，波叶的叶型最大程度地保持等厚度，且叶片宽又簿，叶栅稠度较大，使叶栅流场简单定常。在速度w₁从临界马赫数以下增大至临界马赫数以上时产生的激波对叶栅气流减速增压，叶栅出口的气流w₂的方向会更偏向于叶轮的旋转方向，叶片的安装角是按适应这一方向偏转安装的，如图3-d、e所示，这会使压气机的高速叶栅速度w₁处在临界马赫数以下时叶栅出口气流W₂的方向与下级叶栅安装角不适应而在下级叶栅叶盆内产生分离的趋势，但波叶波谷的气流补充作用及叶盆的压力本来就比叶背要大，气流分离最终不会发生，加之这一现象仅在压气机起动时才会发生，时间也很短，对压气机基本无影响，压气机的稳定工作范围在叶栅相对速度W₁的临界马赫数至压气机叶轮最大安全速度之间，这个范围比平直前缘超声速叶栅的稳定工作范围要大得多。平直前缘超声速叶栅的超声稳定工作范围一般在W₁的M＝1-1.5之间，超过M1.5后会出现叶栅流场复杂非定常而不能工作，波叶的临界马赫数较高，相对速度W₁增大的过程中波叶前缘的激波角变动较平直前缘叶片要明显缓慢，所以波叶栅的变速和稳定工作的范围随之增大。

压气机在稳定工作范围内时，每排叶轮的加功量都是亚声速压气机叶轮的数倍，三级对转共6排叶轮产生的压比大于目前任何一种亚声速压气机的压比，重量和轴向尺寸也显著减小，加之波叶的波阻小，气流通道无附面层，不存在喘振问题，效率较高，轴向超声速进气，使波叶压气机的空气吞吐量也是亚声速压气机的数倍，相应的也使燃烧室和涡轮的输出功率增加数倍。

压气机、燃烧室、涡轮的冷却及废气余热回收都采用蒸汽与水的物态转换循环来实现。在图3中，经水泵加压的常温水分成两路，一路通向压气机管路进入叶轮盘面辐射管、叶片内流道、轴架通口形成的压气机叶轮内通道流向燃烧室水套，对压气机叶片及经压气机压缩升温的空气进行冷却从而提高压气机效率与可靠性，另一路通过燃气余热交换器后升温流向燃烧室水套，两路热水一同在燃烧室水套中汽化，湿蒸汽则流向涡轮轮盘面辐射状流管、叶片内通道、轴架通口形成的涡轮叶轮内通道，这时涡轮内通道的作用如同过热器对湿蒸汽进一步加热，经高压蒸汽管进入涡轮后的蒸汽轮机推动蒸汽轮机做功，废蒸汽在冷凝器中又被冷却成常温水，机轴末端的风扇是为了增强冷凝效果，常温水经循环水泵加压后又进入下一个冷却循环，这个循环称为液冷内循环，这个循环使废燃气余热及发热部件冷却散失的热量中的一部份转化为了有用功，从而提高燃气轮机的效率。由于波叶燃气轮的气流通道内表面及叶片的外表面都是波面，气流在高速流动时是从波面的波峰掠过的，高温气流向叶片和气流通道传导热量的能力因此会明显削弱，这可明显提高燃烧室和涡轮叶片的耐热性能，加之冷却水和蒸汽在燃烧室水套和涡轮内通道中的冷却作用，使得燃烧室和涡轮能承受空气和燃料以化学恰当比混合燃烧产生的高温。

波叶涡扇发动机即采用波形叶片、气流通道内表面是波面的航空涡轮风扇喷气发动机，如图5-a所示，其基本构成与亚声速涡扇发动机是相同的，区别是其进气道①是由调节锥置于直筒内构成的环形内压式进气道，进气道出口的环形面积与风扇叶片②转动掠过的环面积相等，风扇是一级对转波叶风扇，高压压气机④是两级波叶对转压气机，涡轮⑨是一级半即3排对转叶轮，涡轮通过套于机轴⑤上处于压气机与涡轮之间的管形轴⑥向高压压气机和风扇传输功率，发动机的机轴是不转动的，风扇和压气机的叶尖圆周速度均是超声速，涡轮是亚声速对转涡轮，燃烧室⑧内空气与燃料以化学恰当比混合燃烧，外涵道喷口

是无喉道的超声速喷管，内涵道的喷口

是有喉道的收剑扩散形喷管，内外涵道喷口的喷流不相参混，压气机和涡轮都具有叶轮内通道，燃烧室是带水套的环形燃烧室，发动机外涵道内均匀分布着数量与风扇叶片数量相等的散热片⑦，散热片前端靠近风扇，后端靠近喷口，两长边分别与外涵道内壁、压气机及涡轮机匣的外壁相接、且是中空的平板，其表面是平面而非波面、导热性较强，散热片内的空腔前端与高压压气相前端的撑板③内腔相通，撑板内腔又与高压压气机前排叶轮中心轴承处环形通口相接，散热片后端的空腔与涡轮后撑板⑩空腔相通，涡轮后撑板空腔又与涡轮后排叶轮中心轴承处的环形通口相接，压气机与燃烧室之间的一段等直径的环腔内是发电/电动机。

发动机启动后，由于风扇和压气机的超声速转动，风扇进口即进气管出口的轴向进气速度也是超声速，最大可至M＝2，对进气道进口产生强大的抽吸力并使进气口轴向速度达到声速以上，发动机起飞后至飞行速度达到声速的这段时间内进气口几乎无阻力，超声速进入的空气经风扇压缩后轴向速度降至声速或略过声速、接着经外涵道仍以超声速从扩张喷口加速喷出，进入内涵道的空气经高压压气机增压减速至低亚声速，其速度三角形如图3-f、g、h所示，空气在燃烧室内加热后以亚声速推动涡轮工作，经涡轮后收敛扩散喷管后以超声速喷出，当发动机飞行速度达到进气口进气速度时，进气道开始产生阻力，进气道内产生的内激波又使气流在进气道内减速至亚声速，在流向风扇的过程中因流道的收敛作用及风扇的抽吸作用又被加速至超声速，随着发动机飞行速度的增加，进气道内的亚声速气流再向超声速转化的现象会消失，变成超声速气流在进气道内受激波阻滞作用下仍以超声速流向风扇，当进气道出口气流轴向速度与风扇轴向进气速度相等时的发动机飞行速度即是发动机的最大飞行速度，这个速度最大可达M＝3。

发动机内的液态冷却剂从压气机前端撑板进入压气机叶轮内通道，经燃烧室水套、涡轮叶轮内通道、涡轮后撑板进入外涵道内散热片内腔，最后又回到高压压气机前端撑板，这个循环路径将压气机内叶轮和空气降温散出的热量、燃烧室和涡轮冷却散出的热量通过外涵道内的散热片传给外涵道内流动的空气，使外涵空气加热喷出，又对核心机发热部分得到有效冷却，由于波叶和波面具有的不良导热性能，冷却液的用量也比较少，对发动机的重量影响不大。

由于发动机吞吐空气都是超声速、化学恰当比燃烧、气流通道无附面层、压气机和涡轮的轴向尺寸短、重量轻、冷却液循环冷却，波叶涡扇发动机产生的推力和推重比数倍于亚声速涡扇发动机，从而保证发动机高温、高压、超声速飞行。

波叶涡轮螺旋桨发动机见图5-b所示，其进气道①也是由调节锥置于进气筒内构成的内压式进气道，对转的压气机④和涡轮⑨也具有叶轮内通道，燃烧室⑧也是液冷环形燃烧室，气流吞叶的通道内表面也是波面，两排对转波形螺旋桨

置于燃气发生器涡轮后的机轴⑤末端，由螺旋桨叶盘间的轴架上的锥齿轮

传动实现对转，每排螺旋桨的桨叶数目为8片左右，减速齿轮组

装于螺旋桨与涡轮之间的机轴上，将涡轮的功率传递给转螺旋桨，圆筒状的减速齿轮组外罩

一端的直径与最后一排涡轮轮盘直径相等并与轮盘紧靠，另一端直径与螺旋桨直径相等并与桨盘紧靠，将变速齿轮组罩在机轴与齿轮组外罩之间，齿轮组外罩固定在与机轴垂直的齿轮轴的端面上，涡轮后的排气管

轴向长度与齿轮组的轴向长度相等，末端内表面与齿轮组外罩之间由排气管内撑板

固定连接，燃气发生器外壳上均匀分布着多条中空的散热片⑦，散热片的长度与燃气发生器机轴平行，宽度与燃气发生器的直径重合，前端空腔与压气机前端撑板③内腔相通，后端空腔与涡轮后撑板⑩内腔相通，压气机前端撑板内腔通过压气机叶轮内通道、燃烧室水套、涡轮叶轮内通道与涡轮后撑板内腔相通，冷却液在此相通的通道内循环。

发动机工作时，因压气机超声速旋转的抽吸力使发动机进气口轴向进气速度达到声速，发动机起飞和加速过程中进气口无阻力，涡轮后燃气排气管内的废燃气从螺旋桨根部穿过并对桨根做功，这可减轻涡轮与螺旋桨之间的齿轮组的传动负荷，由于涡轮轮盘间的锥齿轮本身就使前级叶轮向后级叶轮传递功率，并使最后一级叶轮减速，螺旋桨桨尖的圆周速度又是超声速，所以减速齿轮组的重量和减速程度较小，冷却液在散热片内腔、压气机叶轮内通道、燃烧室水套、涡轮叶轮内通道相连成的通道中循环把发热部件冷却中要散出的热量传给从散热片间流运的空气，燃烧室内的空气和燃料以化学恰当比混合燃烧，加之发动机以声速吞吐空气，发动机便产生强大的功率重量比，只要螺旋浆的直径和材料所能承受的离心力搭配得当，波叶涡轮螺旋浆发动机的速度可突破声速。

波叶加力涡扇/超燃冲压/火箭组合喷气发动机见图6所示，在直筒形的机壳④内，从进气口②至排气口

依次由进气调节锥③、波叶加力涡扇发动机⑦、加力燃烧室收敛扩散型尾喷管

同轴线连接而成，进气锥与进气管构成环形面积前大后小的内压式进气道，进气口有一个从进气口圆心向壁面的斜切口

，进气锥粗端的直径与风扇轮盘直径、核心机

外壳直径都相等，使涡扇发动机的外涵道形成等截面积的气流通道，风扇前的撑板

的截面积是可调节的，调节风扇前撑板即在调节进气道出口面积，风扇后的内涵道进气道从风扇后缘机轴方向向后直径逐渐缩小，外涵道内均匀分布着数量与风扇叶片及风扇前撑板数量相等的隔板，隔板前端靠近风扇并与风扇前撑板在一条直线上，后端与核心机排气口

平齐，隔板的长度与机轴平行，高度与风扇直径平行，将外涵道分隔成多个从风扇前至核心机排气口端的狭窄通道，此通道既是外涵道气流通道同时又是超燃气流通道，沿隔板高度中点的连线所在的直线从风扇前撑板最前端向后将撑板和隔板剖开，在一条直线上的撑板和隔板断面

呈细长的六边形，前端

与进气道共同形成进气道收缩段，中间等厚度段的气流通道是超燃进气隔离段

和等截面超燃加热段

，后端的厚度逐渐减小的部分形成的扩散形气流通道是等静温超燃加热段

，两加热段的波面的波峰顶端有凹陷

，凹陷内有燃料喷射小孔，加力燃烧室

就是一段等直径的直筒，无火焰稳定器和点火器，可调收敛扩散型喷管的截面呈矩形，两块可折的调节板

置于矩形管内相对的两个面上，调节板弯折时出现近似的喉道，伸展时调节板紧靠矩形管内壁面，与内壁面平行，截面积与加力燃烧室截面积相等，喷口外壁面上装有三片三角形尾翼，两平尾翼

对称，一垂尾翼

与两平尾翼的连线垂直，三片尾翼都是中空的，朝向喷口喷流方向的边是开口的，且能左右偏转90°，称为偏转喷口

，偏转喷口经尾翼内腔与加力燃烧室相通，两平尾的前端处喷管外壳上各接着一根折向发动机前端的前向导流管道

，管道前端的出口是可做与机轴平行或与机轴成90°的弯转运动的反喷/垂喷两用喷口，管道后端与加力燃烧室相通。核心机的燃烧室入口前的一段环形气流通道

内均匀分布着高度与压气机叶轮直径平行、宽度与机轴平行的导流板

，宽度尺寸的中点后的部分都能向左或向右折转80°以上至被相邻的导流板中点阻碍时止、且具有轴向气流密封性，核心机涡轮后的排气管也是火箭燃烧室，当尾喷管调节板伸展时与火箭燃烧室构成引射喷管。整台发动机从进气口至尾喷口的气流通道中凡是有气流流过的表面全是凹陷波面，风扇⑦和压气机⑩是对转波叶叶轮具有叶轮内通道，风扇的叶距是可调节的，当风扇停止转动但又有气流流过时、风扇叶片的叶弦近似的与机轴平行(见图4中b、c、d、e所示)。涡轮

是亚音速对转涡轮并具有叶轮内通道，机轴⑥是固定不转动的，涡轮通过套于机轴上处于压气机与涡轮之间的管形轴

向高压压气机和风扇传输功率。火箭燃烧室、加力燃烧室和尾喷管的高温气流通过的凹陷波面的波峰峰顶上都有小尺寸的凹陷

，凹陷中有低温气流喷射小孔。发动机的燃料供应管⑨有三组，第一组⑧从发动机外壳穿入后通入风扇后隔板的内腔，从超燃燃烧室波面波峰上的小尺寸凹陷

中的小孔喷出，第二组

从发动机外壳穿入再穿过外涵道隔板内腔伸入核心机燃烧室从喷嘴

喷出，第三组

从发动机外壳穿入再穿过外涵道隔板内腔进入核心机排气管后分成两支，一支

从涡轮后撑板向后伸至撑板末端边缘上的喷嘴，另一支从排气管壁内腔伸至排气管末端喷嘴。发动机的冷却剂循环通道是从进气口前端边缘①始、经进气道壁的空腔、风扇前撑板内腔、进气锥锥面水套、进气锥锥尖、锥尖与风扇轮盘前撑板之间的管道⑤、风扇内通道(图4-②、

)、风扇轮盘与高压气机轮盘之间的套于机轴⑥上的管道、高压压气机叶轮内通道、燃烧室水套、涡轮叶轮内通道、涡轮后撑板内腔、涡轮后排气管壁内腔、外涵道隔板末端冷却剂通道

、加力燃烧室壁

内腔至加力燃烧室内壁面波峰峰顶凹陷

中的小孔喷出，冷却剂还从外涵道隔板末端冷却剂通道

伸出发动机机壳外的出口

流出，经与出口

相接的管道排至发动机外。发动机的液氧供应经管道

从尾喷管的末端外壳内腔

通入、经加力燃烧室壁内腔、外涵道隔板末端冷却剂通道、涡轮后排气管壁内腔至涡轮后撑板末端喷嘴

。加力燃烧壁内腔与内壁面的波峰峰顶凹陷内小孔相通的管道入口处的活门在冷却剂从前向后流动时，活门受流体推动而打开，冷却剂流向波面波峰峰顶小孔

，当液氧从后端向前流动时，活门又受液氧流推动而关闭，液氧不会渗漏到加力燃烧室内。

发动机启动后，核心机带动风扇超声速转动，风扇的强大吸力使进气道进口和出口的轴向进气速度都达到超声速，空气经风扇压缩后则以高亚声速进入外涵道和内涵道，经外涵道流道减速增压，内涵道核心机涡轮后排气管也是扩散通道，内外涵道气流在加力燃烧室混合的同时，涡轮后排气管末端的燃料喷嘴也向混合气流喷射燃料，由于核心机燃烧室是以化学恰当比燃烧的，涡轮后排气管排出的气流温度较高，可使加力燃烧室顺利点火，此时尾喷管喉道收缩面积，加力燃烧室产生的高温高压气流绝大部分进入前向导流管，导流管出口使燃气流垂直向地面并略向后喷射，整台发动机垂直离地升空，调节前向导流管喷口和尾翼喷口的喷流方向可使发动机俯仰、偏航、滚转、筋斗等，此时是发动机的加力起飞状态；当发动机达到一定高度时前向导流管关闭，尾喷管喉道扩张，同时加力燃烧室停止喷射燃料，发动机向前飞行，但要靠飞机机翼承担升力，调节尾翼喷口喷流方向使发动机矢量机动，发动机迎角增加时，进气道前的斜切口能使进气量增加，此时是发动机的巡航状态；当向前飞行速度接近3M时，进气道已经启动，发动机再次打开加力，同时风扇前撑板戴面积扩大，使进气道出口面积缩小，核心机燃烧室减少燃料供应，内涵道空气进口收缩使进入内涵道的气量减小，而涡轮后撑板未端喷嘴开始喷射燃料，从而形成风扇转速减小与进气道出口的气流轴向速相适应，涡轮后排气管排出的热燃气对加力燃烧室起稳定点火作用，此时发动机进入亚燃冲压状态，由于风扇的转动可有效阻止气流向进气道口的倒流，同时对进气道出口气流有抽吸作用，加之风扇前撑板截面积的配合调节及尾翼喷口的调节，发动机的工作稳定性及飞行中的机动性都比常规亚燃冲压发动机优越；当发动机飞行速度达到6M时，风扇叶片全部扭转至叶弦与机轴近似平行，同时内涵道进气口关闭，核心机燃烧室和涡轮后撑板末端喷嘴停止燃料喷射，燃料改由外涵道撑板波面波峰顶端凹陷内的小孔喷出，尾喷管内的喉道调节板完全伸展，风扇前撑板截面积则逐渐减小，使进气道出口气流向声速和超声速转变，经风扇后的撑板间的隔离段后在等截面加热段和等静温加热内与燃料进行扩散混合燃烧，从加力燃烧室和尾喷管与尾翼喷口组合而成的扩散形喷管喷出，此时发动机进入超燃冲压状态；当发动机飞行速度达到10-15M时，核心机高压压气机与燃烧室之间的通道中的导流板折转产生轴向气流密封性，超燃燃烧室停止供应燃料，发动机的液氧通道打开，液氧在流经通道时因对尾喷管、加力燃烧室和涡轮后排气管壁冷却而吸热升温，到达燃烧室时已经气化，与涡轮后撑板末端喷嘴喷出的燃料混合点燃燃烧，从燃烧室与加力燃烧室及尾喷管构成的引射喷管喷出，发动机进入火箭喷气发动机状态，发动机在进一步加速时，风扇前撑板截面扩张至最大使进气道出口完全堵死，进气道进口在飞行器的配合下也转换为锥状，发动机最后加速至25M进入地球轨道；发动机从地球轨道返回地面的过程中，状态转换与上升时的状态转换相反。

发动机燃料主要是氢燃料，也可以在6M以下时使用碳氢燃料，发动机的冷却剂主要由液氢和冰担当，即发动机飞行中除携带液氢、液氧贮箱外，还有一个冰块贮箱，发动机飞行速度在6M以下时，需要冷却的部分主要是核心机、加力燃烧室、燃气前向导流喷管和尾喷管，6-10M以上时发动机需要冷却的部分包括进气道、外涵道隔板、加力燃烧室和尾喷管组成的超燃喷管，且发动机受热较严重，单靠用于供应燃烧的液氢很难对发动机进行良好的冷却，冰采用尽量低温的冰，利用冰的物态变化吸热冷却，液氢燃料输送管也是从冰块贮箱内经过后才进入发动机的。冰贮箱有两根管道与发动机冷却剂通道相连，一根接于发动机进气管壁前缘内腔，另一根接于外涵道隔板末端的冷却剂通道内腔，水在进气道壁、调节锥、风扇、核心机相通的冷却剂通道内从前向后流动对发动机进行冷却，水升温后从接于外涵道隔板末端冷却剂通道内腔的管道流至冰块贮箱，在冷块贮箱内使液氢燃料供应管内的液氢气化，同时使冰块逐渐熔解、并进一步升温至接近沸点，此种冷却方式用于发动机的巡航状态。当冰贮箱与外涵道隔板末端冷却剂通道相连的管道关闭后，同时减小冷却水在发动机冷却通道内的流速，水在对发动机受热部件冷却时会汽化，蒸汽则流入加力燃烧室壁内腔，从加力燃烧室和尾喷管内壁面波峰峰顶凹陷中的小孔喷出、并在波峰与高温燃气流之间形成气膜，对内壁面冷却的同时随高温气流喷出并使发动机的推力增加，此种冷却方式用于发动机的加力状态和亚燃冲压状态。超燃状态时冷却水从进气管壁前缘进入，在冷却剂通道内迅速汽化，蒸汽最后从加力燃烧室与尾喷管构成的超燃喷管内壁面波峰峰顶的凹陷中的小孔喷出，既起到冷却作用又增大发动机的推力；液氢只负责对外涵道隔板进行冷却，液氢充满于每个隔板的内腔，液氢从隔板外表面波峰峰顶凹陷中的小孔喷出，在高温气流与波峰间形成氢膜隔热。由于发动机的发热部件与波面的波峰都是耐高温材料构成，加之波面能有效阻碍高温向壁面传导，在实际发动机工作中冷却剂的消耗量是很少的，又因为冰从低温至熔解至汽化至700℃的高温要吸收大量的热，少量的冰就能辅助液氢对发动机进行良好的冷却，冰冷却剂的最终产物是高温蒸汽且随燃气喷出后增加推力，能减少冰贮箱对发动机载荷的不良影响，发动机在火箭状态时的冷却由液氧在供应过程中流过冷却通道来完成。

此发动机的特点是内压式进气道进气效率高，适应范围广，发动机空气吞吐量大，涡轮前温度高，长度和重量与加力涡扇发动机相当，直径比加力涡扇发动机略小，推力和推重比是加力涡扇发动机的好几倍，造价与加力涡扇发动机相差不多，能垂直升降，速度适应0-25M。

波翼波面航空器

波叶涡桨飞机如图7所示，飞机机身外表面皆是凹陷波面，机翼与尾翼都是波形翼，采用波叶涡轮螺旋桨发动机。此种飞机比普通涡桨飞机起飞滑跑距离更短，载重量更大，航程更远，最大速度时可突破音速。

波桨直升飞机如图8所示，机身是超声速机身，机身外表面包括透明部份皆是凹陷波面，其中透时部份的波面的波峰①特别用耐热材料制作，机翼是波形翼，两机翼表面中间各有一个大圆孔且圆孔占据了机翼的绝大部份面积，波翼构形的多叶片螺旋桨安装于机翼圆孔内，螺旋桨的直径与翼弦平行，两机翼内的螺旋桨转动方向相反，机翼圆孔上口面安装有弯折板②，弯折板伸展时与机翼上表面成一体，弯折板弯折时在机翼上表面形成一个从前至后的三角形截面气流通道，发动机采用波叶涡扇发动机，发动机置于机身尾部上方，发动机的前轴经离合器带动机翼圆孔内的螺旋桨的传动轴，发动机后端的尾翼喷管控制飞机的姿态。

飞机起飞时，发动机尾部水平尾翼喷口向下偏转正对地面，同时发动机前轴带动两机翼内的螺旋桨，弯折板也处于弯折状态，螺旋桨转动与发动机尾翼喷口产生的气流向地面喷射，飞机垂直起飞，上升高度的同时或上升至一定高度后，尾翼喷口回转使喷流向后，飞机向前飞行，此时飞机和普通直升机一样飞行；由于飞机是以发动机喷气推力前进的，速度到达一定值时弯折板伸展，带动螺旋桨的离合器断开，发动机全力推动飞机向前飞行，最大速度可达3M。由于螺旋桨的转速高，直径较小，重量较轻，加之飞机无附面层阻力小，波形翼的升力大，螺旋桨在飞机飞行中产生的负重对航程的影响也不大。此种飞机用于军事时可替代目前的武装直升机和强击机，用于民航时主要用作商务专机，载客3-5人。

波翼波面喷气式运输飞机见图9所示，机身长细比的值较大，机身外表面皆是凹陷波面，外表面的透明部分的波峰采用耐高温材料制作，机舱内的载人可通过两波峰的间隙观察机外情况，机翼和尾翼都是波形翼，翼前后缘的波高从翼根到翼梢逐渐减小，发动机采用波叶涡扇/冲压组合发动机，两机翼下近翼根处各一台。此飞机的特点是能垂直/短距升降，无附面层而阻力小，载重量大，航程远，使用碳氢燃料时最大速度6M，使用氢燃料时最大速度10M。

波翼波面高速巡航导弹、喷气式战斗飞机见图10所示，导弹a和飞机b的外表面皆是凹陷波面，波峰采用耐高温材料制作，弹翼和机翼都是波形翼，翼前后缘波高从翼根至翼梢逐渐减小，尾翼与发动机尾翼喷口合并为一体，发动机进气口在弹身和机身前部下方，发动机采用波叶涡扇/超燃冲压/火箭组合喷气发动机，能垂直/短距升降，耐高温的波峰能承受热障并大大减少耐高温材料的使用量而减轻重量，超常机动，高速飞行时速度能达25M。主要用于空天战斗。

波翼波面翼形飞机见图11所示，飞机的波形翼和机身融为一体，整个飞机象一片叶子，前缘有三个波峰、中间的波峰波高值最大、两边的波峰波高值较小且相等，后缘两个波峰且波高相等，两垂尾置于后缘波峰处机身上面，采用三台波叶涡扇/超燃冲压/火箭组合喷气发动机，一台置于前缘中间波峰顶点与后缘波谷底点的连线上且靠近前缘中间波峰，另两台置于前缘两波谷底点与后缘两波峰顶点的连线上且靠近后缘波峰，前一台发动机勿需尾翼喷口，后两台发动机的尾翼喷口与机身后缘的垂尾和波峰边缘融为一体。机身外表面皆是凹陷波面，波面的波峰采用耐高温材料制作。此飞机具有机翼的气动升力和波面的波面升力，波面又使耐高温材料使用量少，耐高温性能好，发动机的强大推力和垂直升降功能使飞机垂直/短距升降，飞机载重量巨大，飞行中因无附面层而阻力小，超常机动性能好，最大速度25M。用于军事和民航时即是巨型运输机，用作空天往返工具时波面可推迟和消弱黑障效应，巨大的机身面积和发动机垂直喷气功能使飞机返回地面穿越大气层时飘回地面，大大减轻热负荷。

波面波浆航海器

波面波浆舰船见图12-a所示，舰船的水上部分外表面和水下部分外表皆是凹陷波面，舰船航行中水上部分波面可减小与空气的摩擦力，水下部份波面可减小与水的摩擦力，舰船的发动机采用波叶燃气轮机，螺旋浆的浆叶采用波形翼的构型即波叶螺旋桨，此种舰船航行阻力小，航速快，显著减小耗燃料量。

波面波浆潜艇、鱼雷见图12-b、c所示，潜艇b和鱼雷c的外表面皆是凹陷波面，艇身和雷身的粗细交接处是凸起波面，螺旋桨采用波叶螺旋桨，当潜艇和鱼雷航行时，波面波谷内的压力会减小进而产生水蒸发，外表面与水之间产生蒸汽与波峰顶点交替的摩擦面，这个摩擦面的阻力很小，加之波叶螺旋桨的转速高且不易产生空穴，航速便显著超过常规潜艇和鱼雷；当波面鱼雷采用火箭发动机推动时，见图12-d所示，波面波谷内的水蒸发现象更迅速，波面鱼雷可达到超空泡鱼雷的航速且可水空交替航行。

Claims (7)

1.波形翼也属平直机翼，与平直翼的区别是其在平直翼的基础上、前缘和后缘呈类似锯齿的波状，此“波”与示波器上出现的正弦波、三角波相同，翼前缘是波峰向前凸、波谷向后凹，翼后缘则是波峰向前凹、波谷向后凸，前后缘波峰的顶点的连线、波谷最底点的连线与翼弦重合，翼型是高速翼型；物体波形表面表现形式有两种：一种是波状凸起，波高与物体表面平行，波谷的最低点的连线、波峰最高点的连线与表面平行，波状凸起的厚度与表面的附面层厚度相当，波的方向与表面上流过的流体的流动方向垂直，另一种波面是在平面或弧面或斜面上有波状的凹陷，波峰的顶点与平面或弧面或斜面重合，波谷则凹陷入平面或弧面或斜面，波的方向与表面上流过的流体的流动方向一致，这种波面称为凹陷波面，波面呈现的波都是波高相等的正弦波或三角波；波形翼与物体的波形表面同属于用波的规律改造物体外形后的产物。

2.将权利要求1运用于燃气轮机，称之为波叶燃气轮机，其特征是：叶片的前后缘呈波形，叶盆和叶背表面是凹陷波形表面，压气机机匣内表面，叶根处轮机表面，燃烧室内表面，涡轮机匣内表面、涡轮叶根处轮机表面皆是凹陷波面；压气机和涡轮的叶轮轮盘中心有轴承，轮盘通过轴承固定在机轴上，轮盘的两面对称分布着辐射状的管道、管道的一端在靠近轮盘中心轴承处汇通形成一个口面与机轴垂直的环状通口，另一端穿过轮盘与叶片根部的连接处、通入空心叶片内的通道，叶片内的通道从叶根一侧始至叶尖又折回叶根另一侧，分别与轮盘两面的辐射管相通；每相邻的两轮盘间都有一个固定于机轴上的、处在两轮盘轴承间的环形锥齿轮轴架，轴架的中心是套于机轴上的圆孔，边缘是4-6根与轴架直径在一条直线上的、与边缘面垂直的锥齿轮轴，轴架边缘与中心孔之间是平面与轴架直径及轴架厚度平行的、分散排列的尺寸相等的多个片状的隔连条，隔连条的几何中心点在一个圆周上，隔连条之间的空隙即是轴架的通口，通口的两端分别与叶轮轮盘中心轴承处的环状通口相接，并用环形密封垫密封相接处，锥齿轮的锥齿处在圆筒的两端，锥齿的大圆周直径与圆筒直径相等，锥齿的小圆周直径与圆筒内的两轴承内径相等，轴架上的锥齿轮轴穿入两锥齿轮小圆周中心孔和圆筒内两轴承的内径并将锥齿轮固定在轴架上，处于两叶轮盘之间，其中转速较快的叶轮盘面上的环状锥齿轮与轴架锥齿轮根部的锥齿齿合，转速较慢的叶轮盘面上的环状锥齿轮与轴架锥齿轮顶部的锥齿轮齿合，即两相邻叶轮盘通过其间轴架上的锥齿轮传动实现差速对转，当两相邻叶轮盘面上的锥齿轮直径相等时，则通过其间的锥齿轮实现等速对转；每两排对转的叶轮称为一级，压气机和涡轮都是从前至后逐级减速，压气机的叶轮排数是偶数，涡轮叶轮排数为奇数，压气机叶轮是超声速转动，涡轮叶轮是亚声速转动，前级对转涡轮通过套于机轴上的、处于涡轮和压气机之间的管形传动轴向压气机传动，后级对转涡轮与最后排叶轮是自由涡轮，由最后排涡轮轮盘外面上的环状锥齿与处于涡轮后撑板间的锥齿轮齿合，撑板间锥齿轮再与穿入机轴内腔内的传动轴上的锥齿轮齿合，传动轴在压气机前端对外输出功率；传动轴的涡轮后的部分依次装有蒸汽轮机、循环泵、冷凝风扇，蒸汽轮机进口与涡轮后撑板内的空腔相接，撑板空腔又与最后排涡轮轮盘外面中心轴承处的环形通口相连、相连处有密封垫密封，蒸汽轮机的出口与冷凝器进口相连，冷凝器的出口与循环泵相连；循环泵输送管道分成两路，一路与燃气排气管中的热交换器相接，热交换器的出口通过分布于燃气轮机外壳上的管道接于燃烧室水套，另一路通向压力机进口处的撑板空腔内，撑板空腔又与压气机第一排叶轮轮盘中心轴承处的环状通口相接，相接处有环形密封垫密封；压气机最后一排叶轮轮盘朝向燃烧室的轮面中心轴承处的环形通口与燃烧室水套相通，燃烧室是环形燃烧，仅有室壳构成，没有常规燃气轮机燃烧室中的火焰筒，室壳外是水套，靠近机轴的水套壁面在靠近压气机处和靠近涡轮处各有一条通道通向其附近叶轮轮盘中心轴承处的环形通口并由环形密封垫密封相接处，燃烧室进口和出口内的导流叶片都是中空的，进口处导流叶片内腔通向压气机轮盘中心的通口，出口处导流叶片内腔通向涡轮轮盘中心的通口；整台燃气轮机呈现出两条通道，一条是从压气机进口进入、经压气机、燃烧室、涡轮、排气管的气流通道，一条是从压气机前撑板内腔始、经压气机叶轮盘面辐射管和叶片内腔及叶轮间轴架通口形成的压气机内通道、燃烧室水套、涡轮叶轮盘面辐射管和叶片内腔及叶轮间轴架通口形成的涡轮内通道、涡轮后撑板内腔、蒸汽轮机、冷凝器、冷却液循环泵、燃气排气管中的换热器、分布于燃气轮机外壳上的管道回流至压气机前撑板内腔和燃烧室水套的冷却液循环通道。

3.将权利要求1运用于涡扇发动机，称之为波叶涡扇发动机，其基本构成与亚声速涡扇发动机是相同的，区别是其进气道是由调节锥置于直筒内构成环形内压式进气道，进气道出口的环形面积与风扇叶片转动掠过的环面积相等，风扇是一级对转波叶风扇，高压压气机是两级波叶对转压气机，涡轮是一级半即3排对转叶轮，涡轮通过套于机轴上处于压气机与涡轮之间的管形轴向风扇传输功率，发动机的机轴是不转动的，风扇和压气机的叶尖圆周速度均是超声速，涡轮是亚声速对转涡轮，燃烧室内空气与燃料以化学恰当比混合燃烧，外涵道喷口是无喉道的超声速喷管，内涵道的喷口是有喉道的收剑扩散形喷管，内外涵道喷口的喷流不相参混，压气机和涡轮都具有叶轮内通道，燃烧室是带水套的环形燃烧室，发动机外涵道内均匀分布着数量与风扇叶片数量相等的散热片，散热片前端靠近风扇，后端靠近喷口，两长边分别与外涵道内壁、压气机及涡轮机匣的外壁相接、且是中空的平板，其表面是平面而非波面、导热性较强，散热片内的空腔前端与高压压气机前端的撑板内腔相通，撑板内腔又与高压压气机前排叶轮中心轴承处环形通口相接，散热片后端的空腔与涡轮后撑板空腔相通，涡轮后撑板空腔又与涡轮后排叶轮中心轴承处的环形通口相接，压气机与燃烧室之间的一段等直径的环腔内是发电/电动机。

4.将权利要求1运用于涡轮螺旋桨发动机，称之为波叶涡轮螺旋桨发动机，其特征是：进气道由调节锥置于进气筒内构成内压式进气道，对转的压气机和涡轮具有叶轮内通道，燃烧室是液冷环形燃烧室，气流吞叶的通道内表面是波面，两排对转波形螺旋桨置于燃气发生器涡轮后的机轴末端，由螺旋桨叶盘间的轴架上的锥齿轮传动实现对转，每排螺旋桨的桨叶数目为8片左右，减速齿轮组装于螺旋桨与涡轮之间的机轴上、将涡轮的功率传递给螺旋桨，圆筒状的减速齿轮组外罩一端的直径与最后一排涡轮轮盘直径相等并与轮盘紧靠，另一端直径与螺旋桨直径相等并与桨盘紧靠，将变速齿轮组罩在机轴与齿轮组外罩之间，齿轮组外罩固定在与机轴垂直的齿轮轴的端面上，涡轮后的排气管轴向长度与齿轮组的轴向长度相等，末端内表面与齿轮组外罩之间由排气管内撑板固定连接，燃气发生器外壳上均匀分布着多条中空的散热片，散热片的长度与燃气发生器机轴平行，宽度与燃气发生器的直径重合，散热片前端空腔与压气机前端撑板内腔相通，后端空腔与涡轮后撑板内腔相通，压气机前端撑板内腔通过压气机叶轮内通道、燃烧室水套、涡轮叶轮内通道与涡轮后撑板内腔相通，冷却液在此相通的通道内循环。

5.将权利要求1运用于加力涡扇发动机、超燃冲压发动机和火箭并将此三种发动机组合，称之为波叶加力涡扇/超燃冲压/火箭组合喷气发动机，其特征是：在直筒形的机壳内，从进气口至排气口依次由进气调节锥、波叶加力涡扇发动机、加力燃烧室、收敛扩散型尾喷管同轴线连接而成；进气锥与进气管构成环形面积前大后小的内压式进气道，进气口有一个从进气口圆心向壁面的斜切口，进气锥粗端的直径与风扇轮盘直径、核心机外壳直径都相等，使涡扇发动机的外涵道形成等截面积的气流通道，风扇前的撑板的截面积是可调节的，调节风扇前撑板即在调节进气道出口面积，风扇后的内涵道进气道从风扇后缘、机轴方向向后直径逐渐缩小，外涵道内均匀分布着数量与风扇叶片及风扇前撑板数量相等的隔板，隔板前端靠近风扇并与风扇前撑板在一条直线上，后端与核心机排气口平齐，隔板的长度与机轴平行，高度与风扇直径平行，将外涵道分隔成多个从风扇前至核心机排气口端的狭窄通道，此通道既是外涵道气流通道同时又是超燃气流通道，沿隔板高度中点的连线所在的直线从风扇前撑板最前端向后将撑板和隔板剖开，在一条直线上的撑板和隔板断面呈细长的六边形，前端与进气道共同形成进气道收缩段，中间等厚度段的气流通道是超燃进气隔离段和等截面超燃加热段，后端的厚度逐渐减小的部分形成的扩散形气流通道是等静温超燃加热段，两加热段的波面的波峰顶端有凹陷，凹陷内有燃料喷射小孔，加力燃烧室就是一段等直径的直筒，无火焰稳定器和点火器，可调收敛扩散型喷管的截面呈矩形，两块可折的调节板置于矩形管内相对的两个面上，调节板弯折时出现近似的喉道，伸展时调节板紧靠矩形管内壁面，与内壁面平行，截面积与加力燃烧室截面积相等，喷口外壁面上装有三片三角形尾翼，两平尾翼对称，一垂尾翼与两平尾翼的连线垂直，三片尾翼都是中空的，朝向喷口喷流方向的边是开口的，且能左右偏转90°，称为偏转喷口，偏转喷口经尾翼内腔与加力燃烧室相通，两平尾的前端处喷管外壳上各接着一根折向发动机前端的前向导流管道，管道前端的出口是可做与机轴平行或与机轴成90°的弯转运动的反喷/垂喷两用喷口，管道后端与加力燃烧室相通；核心机的燃烧室入口前的一段环形气流通道内均匀分布着高度与压气机叶轮直径平行、宽度与机轴平行的导流板，宽度尺寸的中点后的部分都能向左或向右折转80°以上至被相邻的导流板中点阻碍时止、且具有轴向气流密封性；核心机涡轮后的排气管也是火箭燃烧室，当尾喷管调节板伸展时与火箭燃烧室构成引射喷管；整台发动机从进气口至尾喷口的气流通道中凡是有气流流过的表面全是凹陷波面，风扇和压气机是对转波叶叶轮具有叶轮内通道，风扇的叶距是可调节的，当风扇停止转动但又有气流流过时、风扇叶片的叶弦近似的与机轴平行；涡轮是亚音速对转涡轮并具有叶轮内通道，机轴是固定不转动的，涡轮通过套于机轴上处于压气机与涡轮之间的管形轴向高压压气机和风扇传输功率；火箭燃烧室、加力燃烧室和尾喷管的高温气流通过的凹陷波面的波峰峰顶上都有小尺寸的凹陷，凹陷中有低温气流喷射小孔；发动机的燃料供应管有三组，第一组从发动机外壳穿入后通入风扇后隔板的内腔，从超燃燃烧室波面波峰上的小尺寸凹陷中的小孔喷出，第二组从发动机外壳穿入再穿过外涵道隔板内腔伸入核心机燃烧室从喷嘴喷出，第三组从发动机外壳穿入再穿过外涵道隔板内腔进入核心机排气管后分成两支，一支从涡轮后撑板向后伸至撑板末端边缘上的喷嘴，另一支从排气管壁内腔伸至排气管末端喷嘴；发动机的冷却剂循环通道是从进气口前端边缘始、经进气道壁的空腔、风扇前撑板内腔、进气锥锥面水套、进气锥锥尖、锥尖与风扇轮盘前撑板之间的管道、风扇内通道、风扇轮盘与高压压气机轮盘之间的套于机轴上的管道、高压压气机叶轮内通道、燃烧室水套、涡轮叶轮内通道、涡轮后撑板内腔、涡轮后排气管壁内腔、外涵道隔板末端冷却剂通道、加力燃烧室壁内腔至加力燃烧室内壁面波峰峰顶凹陷中的小孔喷出，冷却剂还从外涵道隔板末端冷却剂通道伸出发动机机壳外的出口流出、经与出口相接的管道排至发动机外；发动机的液氧供应经管道从尾喷管的末端外壳内腔通入、经加力燃烧室壁内腔、外涵道隔板末端冷却剂通道、涡轮后排气管壁内腔至涡轮后撑板末端喷嘴；加力燃烧壁内腔与内壁面波峰峰顶凹陷内小孔相通的管道入口处的活门，在冷却剂从前向后流动时，活门受流体推动而打开，冷却剂流向波面波峰峰顶小孔，当液氧从后端向前流动时，活门又受液氧流推动而关闭，液氧不会渗漏到加力燃烧室内。

6.将权利要求1运用于航空器，称之为波翼波面航空器，包括波叶涡桨飞机、波桨直升飞机、波翼波面喷气式运输飞机、波翼波面高速巡航导弹、波翼波面喷气式战斗飞机、波翼波面翼型飞机，其共同特征是：机(弹)身外表面皆是凹陷波面，机(弹)翼与尾翼都是波形翼，其各自的特征是：波叶涡桨飞机采用波叶涡轮螺旋桨发动机；波桨直升飞机机身是超声速机身，机身外表面透明部份的波面的波峰特别用耐热材料制作，两机翼表面中间各有一个大圆孔且圆孔占据了机翼的绝大部份面积，波翼构形的多叶片螺旋桨安装于机翼圆孔内，螺旋桨的直径与翼弦平行，两机翼内的螺旋桨转动方向相反，机翼圆孔上口面安装有弯折板，弯折板伸展时与机翼上表面成一体，弯折板弯折时在机翼上表面形成一个从前至后的三角形截面气流通道，发动机采用波叶涡扇发动机，发动机置于机身尾部上方，发动机的前轴经离合器带动机翼圆孔内的螺旋桨的传动轴，发动机后端的尾翼喷管控制飞机的姿态；波翼波面喷气式运输飞机的机身长细比的值较大，外表面的透明部分的波峰采用耐高温材料制作，机舱内的载人可通过两波峰的间隙观察机外情况，翼前后缘的波高从翼根到翼梢逐渐减小，发动机采用波叶涡扇/冲压组合发动机，两机翼下近翼根处各一台；波翼波面高速巡航导弹和喷气式战斗飞机的外表面波峰采用耐高温材料制作，翼前后缘波高从翼根至翼梢逐渐减小，尾翼与发动机尾翼喷口合并为一体，发动机进气口在弹身和机身前部下方，发动机采用波叶涡扇/超燃冲压/火箭组合喷气发动机；波翼波面翼形飞机的波形翼和机身融为一体，整个飞机象一片叶子，前缘有三个波峰、中间的波峰波高值最大、两边的波峰波高值较小且相等，后缘两个波峰且波高相等，两垂尾置于后缘波峰处机身上面，采用三台波叶涡扇/超燃冲压/火箭组合喷气发动机，一台置于前缘中间波峰顶点与后缘波谷底点的连线上且靠近前缘中间波峰，另两台置于前缘两波谷底点与后缘两波峰顶点的连线上且靠近后缘波峰，前一台发动机勿需尾翼喷口，后两台发动机的尾翼喷口与机身后缘的垂尾和波峰边缘融为一体，波面的波峰采用耐高温材料制作。

7.将权利要求1运用于航海器，称之为波面波浆航海器，包括波面波浆舰船、波面波浆潜艇、波面波浆鱼雷，其共同特征是：外表面皆是凹陷波面，螺旋浆浆叶采用波形翼构形即波叶螺旋浆，其各自的特征是：舰船的发动机采用波叶燃气轮机；潜艇和鱼雷身的粗细交接处是凸起波面，高速鱼雷采用火箭发动机。

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