CN109252979B - 一种气旋吸气式航空发动机及其驱动方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种气旋吸气式航空发动机及其驱动方法，包括：包括：涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机的排气口连接有进气管，所述进气管的另一端连接有缸筒，所述缸筒的一个端面上设置有缸筒端口A，所述缸筒的另一个端面上设置有缸筒端口B，所述缸筒端口B的直径大于所述缸筒端口A的直径，所述进气口靠近缸筒端口A，所述进气管位于其所在缸筒的横截面的切线上，所述缸筒的内壁上固定连接有螺旋叶片，所述螺旋叶片与缸筒内壁之间形成的槽体为螺旋槽，各所述螺旋槽所在的缸筒内壁上开设有若干喷油孔，所述缸筒内部设置有引燃器。本发明的目是对传统航空发动机推重比低，大推力发动机自身重量大等问题进行改进。
Description
技术领域
本发明属于发动机领域，具体涉及一种气旋吸气式航空发动机及其驱动方法。
背景技术
航空发动机，是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为″工业之花″，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业实力的重要体现。发动机的推重比是一个重要的参数。推重比，即发动机所产生推力与发动机本身的重量比，比值越大发动机的动力性越好。因此，推重比是衡量发动机实际性能的指标。
现有的航空发动机普遍存在推重比低的问题，推力小的发动机无法满足大型航空器的需求，大功率的发动机又由于发动机自身重量较大，推动发动机本身就需要消耗大量动能，从而导致动能的浪费，不能推送重量过大的航空器。然而对于航空发动机的设计，最重要的就是在动能一定的情况下尽量减小发动机本身的质量。
因此急需找到一种气旋吸气式航空发动机及其驱动方法，该发动机能够增加发动机的推重比，使发动机在推力一定的情况下能够推动重量更大的航空器运行；并且该发动机的自身重量较轻，能够在达到较大动能的情况下依然具有较轻的重量。
发明内容
本发明提供一种气旋吸气式航空发动机及其驱动方法，目的是对传统航空发动机推重比低，大功率发动机自身重量大等问题进行改进。
本发明的技术方案如下：
一种气旋吸气式航空发动机，包括：涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机的排气口连接有进气管，所述进气管的另一端连接有缸筒，所述缸筒与进气管的连接口为进气口，所述进气口使进气管的内腔与缸筒的内腔相通，所述缸筒的一个端面上设置有缸筒端口A，所述缸筒的另一个端面上设置有缸筒端口B，所述缸筒端口B的直径大于所述缸筒端口A的直径，所述进气口靠近缸筒端口A，所述缸筒的内壁上固定连接有螺旋叶片，所述螺旋叶片从缸筒端口A所在端面向缸筒端口B旋入的旋向与气体进入缸筒时的流向在缸筒端口A方向上所呈的旋向相同，所述螺旋叶片与缸筒内壁之间形成的槽体为螺旋槽，各所述螺旋槽所在的缸筒内壁上开设有若干喷油孔，所述缸筒内部设置有引燃器。
作为优选，所述缸筒的内腔为中间粗两边细的柱状体，其横截面直径从中部的直径最大处分别向两边均匀过度，其中，靠近缸筒端口A一侧的锥度大于靠近缸筒端口B一侧的锥度。
作为优选，安装于缸筒端口A至缸筒内腔中横截面最大处之间的各螺旋叶片的螺距相等，安装于缸筒内腔中横截面最大处至缸筒端口B之间的螺旋叶片的螺距大于安装于缸筒端口A至缸筒内腔中横截面最大处之间的各螺旋叶片的螺距，且越靠近缸筒端口B，螺旋叶片的螺距越大。
作为优选，各所述喷油孔位于螺距相等的螺旋槽上。
作为优选，所述缸筒的内部设置有分流块，所述分流块为中间粗两边细的柱状体，其横截面直径从中部的直径最大处分别向两边均匀过度，所述分流块的中轴线与缸筒的中轴线重合。
作为优选，所述分流块中直径最大的部分的外表面连接于排列在距离缸筒端口A最远的等螺距的螺旋叶片的螺旋内圈上，且所述分流块中直径最大的部分能够将螺旋叶片内圈所形成的通道封死。
作为优选，最靠近缸筒端口B的螺旋叶片与缸筒端口B之间设置有导流片，所述导流片为直线条状，其直线延伸的方向与缸筒的中轴线平行。
一种利用上述的气旋吸气式航空发动机对航空器进行驱动的方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
A、涡轮喷气发动机喷出高温高压的气体，该气体经进气管流入到缸筒中；
B、气体沿螺旋槽向缸筒端口B的方向旋转前进，同时螺旋运行的气体产生吸附力，将缸筒外部的气体从缸筒端口A吸入到缸筒内部；
C、通过喷油孔向缸筒内部喷油，引燃器将油点燃，使油与缸筒内部的高温高压气体相接触后燃烧；
D、燃烧使缸筒内部产生气体膨胀，气体膨胀促使缸筒内部的气体沿螺旋槽加速运转，从而产生更强的吸附力，将更多的气体从缸筒端口A吸入进缸筒中；
E、气体最终从缸筒端口B中喷出，从而产生作用力推进缸筒向前运动。
本发明的有益效果如下：
1、本发明将涡轮喷气发动机排出的高温高压气体射入到缸筒内，通过在缸筒中设置螺旋叶片，使涡轮喷气发动机喷出的气体沿螺旋叶片之间所形成的的螺旋槽旋转并向缸筒端口B方向运行，从而形成吸附力，使缸筒外部的气体从缸筒端口A吸入到缸筒内部。再通过喷油孔向缸筒内喷油，使油燃烧而产生气体膨胀，进而使气体加速在螺旋槽中运行，产生更强的吸附力，将更多的气体从缸筒端口A吸入进缸筒中，大量气体最终从缸筒端口B中喷出从而产生推动航空器运行的巨大的作用力；该设计可使航空器在使用较小功率的涡轮喷气发动机的情况下，从缸筒中排出大量的气体，继而产生强大的推进力，使发动机在质量较轻的情况下能够产生强大的推力，从而提高发动机的推重比，有效的解决了传统航空发动机推重比低的问题。
2、本发明通过在中间通道上设置分流块，使气体在该分流块的作用下进行导流，本发明还通过将分流块中直径最大部分的***焊接于排列在距离缸筒端口A最远的等螺距的螺旋叶片的螺旋内圈上，从而使分流块将该螺旋叶片所形成的中间通道封闭，有效的避免了燃烧后的废气通过中间通道进行回流。
3、本发明通过将焊接于缸筒内腔中横截面最大处至缸筒端口B之间的螺旋叶片的螺距大于焊接于缸筒端口A至缸筒内腔中横截面最大处之间的各螺旋叶片的螺距，且越靠近缸筒端口B，螺旋叶片的螺距越大，从而可以使气体在从螺旋叶片排出时，其流动方向与缸筒的中轴线接***行。本发明还通过在缸筒端口B与最靠近缸筒端口B的螺旋叶片之间设置若干直线条状的导流片，该导流片对排出的气体具有导流的作用，使气体在排出缸筒端口B时，其流动方向与缸筒的中轴线平行，有效的加强了气体对于航空器的推动性。
4、本发明通过将缸筒的形状设置为从缸筒端口A到缸筒横截面最大处之间的缸筒直径逐渐增大，从而使该部分增大的缸筒体积为燃烧后体积膨胀的气体提供运行空间，有效的避免了由于缸筒内气压增大而导致的缸筒端口A吸气不畅；此外，将缸筒的形状设置为从缸筒横截面最大处到缸筒端口B之间的缸筒直径逐渐减小，该部分减小的缸筒体积可以使气体的排出位置较为集中，从而有效的增强发动机的推动力。
5、本发明仅通过使用涡轮喷气发动机、缸筒、螺旋叶片等，就能使发动机产生巨大的动能，其结构简约、设计巧妙，在增大发动机推力的同时有效的减轻了发动机的重量，同时又减少了发动机的成本。
附图说明
图1为本发明的剖面图；
图2为本发明的左视图；
附图标记的含义为：1-涡轮喷气发动机，2-进气管，3-缸筒，4-缸筒端口A，5-缸筒端口B，6-进气口，7-喷油孔，8-螺旋叶片，9-分流块，10-导流片，11-螺旋槽，12-中间通道，13-引燃器。
具体实施方式
以下结合附图及实施例对本发明的技术方案进行详细叙述：
一种气旋吸气式航空发动机，如图1、图2所示，包括：涡轮喷气发动机1，所述涡轮喷气发动机1用于为装置提供气体，所述涡轮喷气发动机1喷出的气体为高温高压气体。所述涡轮喷气发动机1的排气口连接有进气管2，所述发动机1与进气管2之间可以用法兰连接。所述进气管2的另一端连接有缸筒3，所述进气管2与缸筒3之间可以为法兰连接。所述缸筒3上与进气管2连接的开口为进气口6，所述进气口6使进气管2的内腔与缸筒3的内腔相通。
所述缸筒3两端面不封闭，其两端开口分别为缸筒端口A4和缸筒端口B5，且缸筒端口B5的直径大于所述缸筒端口A4的直径和所述进气口6的直径。所述进气口6位于靠近缸筒端口A4的位置，所述进气管2位于其所在缸筒3的横截面的切线上，所述进气管2与缸筒3的连接点为该切线的切点。所述缸筒3的内腔为中间粗两边细的柱状体，其横截面直径从中部的直径最大处分别向两边均匀过度，其中，靠近缸筒端口A4一侧的锥度大于靠近缸筒端口B5一侧的锥度。
所述缸筒3的内壁上焊接有螺旋叶片8，所述螺旋叶片8为绕螺旋线弯曲数周的金属板，所述金属板厚度方向与缸筒3中轴线平行。所述螺旋叶片8与缸筒3内壁之间形成的槽体为螺旋槽11，所述螺旋叶片8从缸筒端口A4所在端面向缸筒端口B5旋入的旋向与气体进入缸筒3时的流向在缸筒端口A4方向上所呈的旋向相同，即：当螺旋叶片8从缸筒端口A4所在端面向缸筒端口B5旋入的旋向为顺时针时，气体进入缸筒3的流向在缸筒端口A4上所呈的旋向也是顺时针，当螺旋叶片8从缸筒端口A4所在端面向缸筒端口B5旋入的旋向为逆时针时，气体进入缸筒3的流向在缸筒端口A4上所呈的旋向也是逆时针。该设计可使涡轮喷气发动机1中喷出的高压气体在沿缸筒3截面的切线方向射入到螺旋槽11后，沿螺旋槽11从缸筒端口A4所在的一侧螺旋流向缸筒端口B5所在的一侧，从而形成漩涡流，漩涡流产生的吸力将缸筒3外界的气体通过缸筒端口A4吸入到缸筒3内，并使吸入的气体随缸筒3内的原有气体一起沿螺旋槽11流向缸筒端口B5的方向。
所述缸筒3内部设置有引燃器13。焊接于缸筒端口A4与缸筒3横截面最大处之间的各螺旋叶片8的螺距相等，从而使其形成的螺旋槽11宽度也相等，该部分螺距相等的螺旋槽11所在的缸筒3内壁上开设有若干喷油孔7，可通过喷油孔7从装置外部向装置内部喷油，引燃器13将油点燃，从而使油在此部分螺旋槽内燃烧产生气体膨胀。所述缸筒3的内腔靠近缸筒端口A4一侧的锥度大于靠近缸筒端口B5一侧的锥度，该部分增大的缸筒体积可以为燃烧后体积膨胀的气体提供运行空间。焊接于缸筒3内腔中横截面最大处至缸筒端口B5之间的螺旋叶片8的螺距大于安装于缸筒端口A4至缸筒3内腔中横截面最大处之间的各螺旋叶片8的螺距，且越靠近缸筒端口B5，螺旋叶片8的螺距越大，从而可以使气体在从螺旋叶片8排出时，其流动方向与缸筒3的中轴线接***行。
所述螺旋叶片8在沿缸筒3的轴线方向上呈圆环状，所述各螺旋叶片8中心的空白区域形成中间通道12。所述进气口6的宽度小于螺旋槽11的宽度，所述进气口6位于一个螺旋槽11上，其中进气口6的边界不超过该螺旋槽11的边界。所述缸筒3的内部设置有分流块9，所述分流块9为中间粗两边细的柱状体，其横截面直径从中部的直径最大处分别向两边均匀过度，所述分流块9两端距离分流块9上直径最大的横截面的距离不等。所述分流块9的中轴线与缸筒3的中轴线重合，所述分流块9中距离分流块9上直径最大的横截面距离较远的一端朝向缸筒端口A4。所述分流块9中直径最大的部分的外表面焊接于排列在距离缸筒端口A4最远的等螺距的螺旋叶片8的螺旋内圈上，从而使分流块9将该螺旋叶片8所形成的中间通道12封闭，所述分流块9用于对气体进行导流，并防止位于缸筒端口B5至缸筒3横截面最大处的燃烧后的废气通过中间通道12回流到缸筒端口A4至缸筒3横截面最大处之间。
缸筒端口B5与最靠近缸筒端口B5的螺旋叶片8之间设置有若干导流片10，所述导流片10为直线条状，其焊接于缸筒3的内壁上，所述导流片10的直线延伸方向与缸筒3的中轴线平行，从而可以使气体在排出缸筒端口B5时，其流动方向与缸筒3的中轴线平行。由于缸筒从横截面最大处到缸筒端口B5之间的缸筒直径逐渐减小，因此该部分减小的缸筒体积可以使气体的排出位置较为集中，从而增强发动机的推动力。
本发明实施例的具体实现方式如下：
气体从涡轮喷气发动机1中喷出，涡轮喷气发动机1喷出的气体为高温高压气体，该气体通过气管2沿与缸筒3横截面相切的方向喷入到缸筒3中。气体沿螺旋槽11向缸筒端口B5的方向旋转前进，从而产生气体涡流，气体涡流产生吸附力，将缸筒3外部的气体从缸筒端口A4吸入到缸筒3内部。利用常规发动机上所使用的喷油装置通过喷油孔7向缸筒3内部喷油，喷入的油在缸筒3中接触从涡轮喷气发动机1中喷出的高温高压气体，引燃器13将油点燃，使油与缸筒3内部的高温高压气体相接触后燃烧，从而使缸筒3内部产生气体膨胀，气体膨胀促使缸筒3内部的气体沿螺旋槽11加速运转，从而产生更强的吸附力，将更多的气体从缸筒端口A4吸入进缸筒3中。大量的气体最终从缸筒端口B5中高速喷出，由于靠近缸筒端口B5的螺旋叶片8的螺距不断加大，以及导流片10的导流作用，气体会沿与缸筒端口B5垂直的方向喷出，从而产生巨大的作用力推进缸筒3向前运动。
本发明中所涉及的前、后、左、右、上、下等方位词语均为清楚表示技术方案的需要而设定，并不对发明的保护范围形成限定。
本领域的普通技术人员可以理解，上述各实施方式是实现本发明的具体实施例，而在实际应用中，可以在形式上和细节上对其作各种改变，而不偏离本发明的精神和范围。
Claims (8)
1.一种气旋吸气式航空发动机，包括：涡轮喷气发动机(1)；其特征在于：所述涡轮喷气发动机(1)的排气口连接有进气管(2)，所述进气管(2)的另一端连接有缸筒(3)，所述缸筒(3)与进气管(2)的连接口为进气口(6)，所述进气口(6)使进气管(2)的内腔与缸筒(3)的内腔相通，所述缸筒(3)的一个端面上设置有缸筒端口A(4)，所述缸筒(3)的另一个端面上设置有缸筒端口B(5)，所述缸筒端口B(5)的直径大于所述缸筒端口A(4)的直径，所述进气口(6)靠近缸筒端口A(4)，所述进气管(2)位于其所在缸筒(3)的横截面的切线上，所述缸筒(3)的内壁上固定连接有螺旋叶片(8)，所述螺旋叶片(8)从缸筒端口A(4)所在端面向缸筒端口B(5)旋入的旋向与气体进入缸筒(3)时的流向在缸筒端口A(4)方向上所呈的旋向相同，所述螺旋叶片(8)与缸筒(3)内壁之间形成的槽体为螺旋槽(11)，各所述螺旋槽(11)所在的缸筒(3)内壁上开设有若干喷油孔(7)，所述缸筒(3)内部设置有引燃器(13)。
2.根据权利要求1所述的气旋吸气式航空发动机，其特征在于：所述缸筒(3)的内腔为中间粗两边细的柱状体，其横截面直径从中部的直径最大处分别向两边均匀过度，其中，靠近缸筒端口A(4)一侧的锥度大于靠近缸筒端口B(5)一侧的锥度。
3.根据权利要求2所述的气旋吸气式航空发动机，其特征在于：安装于缸筒端口A(4)至缸筒(3)内腔中横截面最大处之间的各螺旋叶片(8)的螺距相等，安装于缸筒(3)内腔中横截面最大处至缸筒端口B(5)之间的螺旋叶片(8)的螺距大于安装于缸筒端口A(4)至缸筒(3)内腔中横截面最大处之间的各螺旋叶片(8)的螺距，且越靠近缸筒端口B(5)，螺旋叶片(8)的螺距越大。
4.根据权利要求1所述的气旋吸气式航空发动机，其特征在于：各所述喷油孔(7)位于螺距相等的螺旋槽(11)上。
5.根据权利要求3所述的气旋吸气式航空发动机，其特征在于：所述缸筒(3)的内部设置有分流块(9)，所述分流块(9)为中间粗两边细的柱状体，其横截面直径从中部的直径最大处分别向两边均匀过度，所述分流块(9)的中轴线与缸筒(3)的中轴线重合。
6.根据权利要求5所述的气旋吸气式航空发动机，其特征在于：所述分流块(9)中直径最大的部分的外表面连接于排列在距离缸筒端口A(4)最远的等螺距的螺旋叶片(8)的螺旋内圈上，且所述分流块(9)中直径最大的部分能够将螺旋叶片(8)内圈所形成的通道封死。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的气旋吸气式航空发动机，其特征在于：最靠近缸筒端口B(5)的螺旋叶片(8)与缸筒端口B(5)之间设置有导流片(10)，所述导流片(10)为直线条状，其直线延伸的方向与缸筒(3)的中轴线平行。
8.一种利用如权利要求1所述的气旋吸气式航空发动机对航空器进行驱动的方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
A、涡轮喷气发动机(1)喷出高温高压的气体，该气体经进气管(2)流入到缸筒(3)中；
B、气体沿螺旋槽(11)向缸筒端口B(5)的方向旋转前进，同时螺旋运行的气体产生吸附力，将缸筒(3)外部的气体从缸筒端口A(4)吸入到缸筒(3)内部；
C、通过喷油孔(7)向缸筒(3)内部喷油，引燃器(13)将油点燃，使油与缸筒(3)内部的高温高压气体相接触后燃烧；
D、燃烧使缸筒(3)内部产生气体膨胀，气体膨胀促使缸筒(3)内部的气体沿螺旋槽(11)加速运转，从而产生更强的吸附力，将更多的气体从缸筒端口A(4)吸入进缸筒(3)中；
E、气体最终从缸筒端口B(5)中喷出，从而产生作用力推进缸筒(3)向前运动。
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