一种静地冲压航空航天发动机制造技术

一种静地冲压航空航天发动机，该发动机包括压气与燃烧转子总成、进气导向器、尾喷罩组成。压气与燃烧转子总成包括旋转轴、旋流压气螺旋通道、进气口、扩压燃烧出气口、喷油嘴、燃烧点火器。旋流压气螺旋通道为管道结构。旋流压气螺旋通道成螺旋状设置在旋转轴的外侧。旋流压气螺旋通道的顶部为进气口，末端为扩压燃烧出气口。喷油嘴设置在旋流压气螺旋通道的内侧壁上并且位于进气口的位置。燃烧点火器设置在旋流压气螺旋通道的内中央并且位于扩压燃烧出气口的位置。进气导向器内设有轴承套。旋转轴穿过轴承套并与其配合连接。本实用新型专利技术的冲压发动机，采用转子结构，空气压缩比高，空气和燃料混合均匀，有效效率高。

A Static Ramjet Aerospace Engine

A static ramjet aerospace engine consists of a compressor and combustion rotor assembly, an intake guide and a tail nozzle hood. The compressor and combustion rotor assembly includes a rotating shaft, a swirling compressor spiral passage, an intake port, a diffuser combustion outlet, an injection nozzle and a combustion igniter. The spiral passage of swirling pressure gas is a pipeline structure. The spiral passage of the swirl pressure gas is spirally arranged on the outer side of the rotating shaft. The top of the spiral passage of the swirl compressor is the intake port, and the end is the diffuser combustion outlet. The injection nozzle is arranged on the inner side wall of the swirl pressure spiral passage and is located at the position of the intake port. The combustion igniter is located in the inner center of the spiral passage of the swirl compressor and in the position of the diffuser combustion outlet. The air intake guide is provided with a bearing sleeve. The rotating shaft passes through the bearing sleeve and is connected with it. The ramjet of the utility model adopts a rotor structure, has high air compression ratio, uniform mixing of air and fuel, and high efficiency.

【技术实现步骤摘要】
一种静地冲压航空航天发动机
本技术涉及一种发动机，具体涉及一种静地冲压航空航天发动机，属于机械动力领域。
技术介绍
压气机(compressor)：燃气涡轮发动机中利用高速旋转的叶片给空气作功以提高空气压力的部件。压气机可分为离心式与轴流式两大类，离心式压气机由导风轮、叶轮、扩压器等组成。空气由进气道进入压气机、经过压气机与叶轮一起旋转的导风轮的导引进入叶轮。在高速旋转叶轮作用下，空气由叶轮中心被离心力甩向叶轮外缘，压力也逐渐提高，由叶轮流出的空气进入扩压器后速度降低，压力再次提高，最后由出气管流出压气机。轴流式压气机空气在轴流式压气机中主要沿轴向流动。它由转子(又称工作轮)和静子(又称整流器)两部分组成。由一排转子叶片和一排静子叶片组成一级，单级的增压比很小，为了获得较高的增压比，一般都采用多级结构。空气在压气机中被逐级增压后，密度和温度也逐级提高。在一定转速下，当压气机的增压比增大到某一数值时，压气机就会进入不稳定的工作状态，很容易发生喘振，使整个系统产生低频大振幅的气流轴向脉动，甚至会发生瞬间气流倒流的现象。压气机喘振可能导致叶片断裂、结构损坏、燃烧室超温和发动机熄火停车。采用传统的小涵道比涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机有内外两个涵道，它的外涵风扇处于飞机进气道内，可以在跨声速或超声速飞行时工作，较之于螺浆发动机具有效率高的优点。涡扇发动机与涡喷发动机相比，它具有较高的推进效率与较大的推力。而且采用涡轮风扇发动机后，为提高热效率而提高涡轮前温度不会给推进效率带来不利影响。而且外涵道的冷空气可以在涡轮部位形成冷空气薄膜，降低涡轮前高温燃气对涡轮的损害。而且外涵道空气与涡轮后燃气相掺混，有利于增加推力并降低噪音。现有技术中的发动机结构中，空气压缩、燃料混合、燃烧均是在彼此独立的空间内完成，导致工作效率低，燃料和空气混合不均匀，燃料和空气的利用率低。而且现有技术中的冲压发动机均是由外部驱动机构提供动力，消耗大量的能量，增加了发动机自身的负荷。
技术实现思路
针对现有技术中，冲压发动机为固定结构，空气和燃料混合不均匀，空气压缩率低等缺陷，本技术提供一种静地冲压航空航天发动机，采用转子结构，空气压缩比高，空气和燃料混合均匀，本技术的静地冲压航空航天发动机有效效率高。根据本技术提供的第一种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机。一种静地冲压航空航天发动机，该发动机包括压气与燃烧转子总成、进气导向器、尾喷罩组成。其中压气与燃烧转子总成包括旋转轴、旋流压气螺旋通道、进气口、扩压燃烧出气口、喷油嘴、燃烧点火器。旋流压气螺旋通道为管道结构。旋流压气螺旋通道成螺旋状设置在旋转轴的外侧。旋流压气螺旋通道的顶部为进气口。旋流压气螺旋通道的末端为扩压燃烧出气口。喷油嘴设置在旋流压气螺旋通道的内侧壁上并且位于进气口的位置。燃烧点火器设置在旋流压气螺旋通道的内中央(也就是旋流压气螺旋通道的内侧壁上)并且位于扩压燃烧出气口的位置。进气导向器和尾喷罩包围设置在压气与燃烧转子总成的外侧。进气导向器内设有轴承套。旋转轴穿过轴承套并与其配合连接。作为优选，该发动机还包括螺旋导向压油器和燃油转向帽。进气导向器上设有输油管。轴承套内设有实心陶瓷轴承和带油孔陶瓷轴承。旋转轴的顶端依次穿过实心陶瓷轴承和带油孔陶瓷轴承。输油管与带油孔陶瓷轴承连接并与带油孔陶瓷轴承内的油孔连通。螺旋导向压油器设置在旋转轴与带油孔陶瓷轴承之间。燃油转向帽设置在轴承套的顶部并与轴承套密封连接。旋转轴的顶部设有进油孔，旋转轴的内部设有燃油通道。燃油通道连接进油孔和喷油嘴。作为优选，进气导向器上设有顶部进气口和侧部进气口。作为优选，顶部进气口内设有纵向进气导向片。侧部进气口内设有径向进气导向片。作为优选，该发动机还包括进气口罩。进气口罩包围在的进气导向器的顶部和上部外侧。作为优选，该发动机还包括驱动装置。驱动装置与旋转轴连接并驱动旋转轴转动。在本技术中，该发动机包括多个旋流压气螺旋通道。作为优选，该发动机包括2-100个旋流压气螺旋通道，优选为4-50个旋流压气螺旋通道，更优选为8-20个旋流压气螺旋通道。作为优选，多个旋流压气螺旋通道分组均匀成螺旋状设置在旋转轴的外侧。作为优选，每一组旋流压气螺旋通道分成多圈设置在旋转轴的外侧，每一组旋流压气螺旋通道中旋流压气螺旋通道的进气口均在旋转轴直径方向从里到外排布。每个旋流压气螺旋通道的侧壁上均设有喷油嘴和燃烧点火器。作为优选，所有旋流压气螺旋通道的进气口的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。作为优选，所有旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。优选的是，同一圈旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积相同，不同圆周上旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积不相同。优选的是，内圈旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积小于外圈旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积。在本技术中，旋流压气螺旋通道为缩径通道或扩径通道。在本技术中，燃油转向帽为圆锥形结构。旋转轴的末端为圆锥形结构。根据本技术提供的第二种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机的使用方法。一种静地冲压航空航天发动机的使用方法或使用第一种实施方案中所述静地冲压航空航天发动机的方法，该方法包括以下步骤：1)驱动装置；2)驱动装置驱动旋转轴转动，旋转轴带动旋流压气螺旋通道一起转动，空气从进气口进入旋流压气螺旋通道，燃油通过输油管、经过燃油通道、从喷油嘴喷出，燃油和空气在旋流压气螺旋通道流动、混合并压缩，形成高压缩比的油气混合气体，该油气混合气体在旋流压气螺旋通道末端经过燃烧点火器点火燃烧，从扩压燃烧出气口排出；3)油气混合气体燃烧膨胀做功，一部分做功推动压气与燃烧转子总成旋转来压缩空气、混合空气和燃油；另一部分做功给飞行器提供前行动力。根据本技术提供的第三种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机的用途。将第一种实施方案中所述的静地冲压航空航天发动机用于航空航天设备。也就是所述飞行器为航空或航天设备。在本技术中，旋流压气螺旋通道成螺旋状设置在旋转轴的外侧是指：旋流压气螺旋通道的管道是螺旋状的，空气在旋流压气螺旋通道内成旋流状态流动。旋流压气螺旋通道的顶部和末端是根据空气在旋流压气螺旋通道的流动方向设定的。在本技术中，压气与燃烧转子总成包括旋流压气螺旋通道，空气从旋流压气螺旋通道的进气口进入，在旋流压气螺旋通道的进气口处设有喷油嘴，燃油从喷油嘴喷出，立即与空气混合，在整个旋流压气螺旋通道内，空气均不断的与燃油进行混合，达到混合均匀的目的；同时，将旋流压气螺旋通道设计为螺旋状，根据空气流体力学原理，空气在旋流压气螺旋通道内达到高的压缩比，形成高压缩的空气和燃油混合气体。空气和燃油在旋流压气螺旋通道内，实现混合和压缩同时进行的效果，由于旋流压气螺旋通道是螺旋状的，混合效果更加的优良，混合气体的压缩比也更高。高压缩的混合气体在扩压燃烧出气口的位置经过燃烧点火器进行点火燃烧，产生巨大的能量。在本技术中，所述旋流压气螺旋通道为管状通道，只在一端设有进气口，另一端设有出气口，其他位置为封闭结构。改变现有技术中一个总的空气入口的设计，将空气入口改为若干个进气道，每一个旋流压气螺旋通道独立的设有一本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种静地冲压航空航天发动机，该发动机包括压气与燃烧转子总成(1)、进气导向器(2)、尾喷罩(3)组成；其中压气与燃烧转子总成(1)包括旋转轴(101)、旋流压气螺旋通道(102)、进气口(103)、扩压燃烧出气口(104)、喷油嘴(105)、燃烧点火器(106)，旋流压气螺旋通道(102)为管道结构，旋流压气螺旋通道(102)成螺旋状设置在旋转轴(101)的外侧，旋流压气螺旋通道(102)的顶部为进气口(103)，旋流压气螺旋通道(102)的末端为扩压燃烧出气口(104)，喷油嘴(105)设置在旋流压气螺旋通道(102)的内侧壁上并且位于进气口(103)的位置，燃烧点火器(106)设置在旋流压气螺旋通道(102)的内侧壁上并且位于扩压燃烧出气口(104)的位置；进气导向器(2)和尾喷罩(3)包围设置在压气与燃烧转子总成(1)的外侧；进气导向器(2)内设有轴承套(201)，旋转轴(101)穿过轴承套(201)并与其配合连接；其中：进气口(103)的直径为10‑2000mm。

【技术特征摘要】
1.一种静地冲压航空航天发动机，该发动机包括压气与燃烧转子总成(1)、进气导向器(2)、尾喷罩(3)组成；其中压气与燃烧转子总成(1)包括旋转轴(101)、旋流压气螺旋通道(102)、进气口(103)、扩压燃烧出气口(104)、喷油嘴(105)、燃烧点火器(106)，旋流压气螺旋通道(102)为管道结构，旋流压气螺旋通道(102)成螺旋状设置在旋转轴(101)的外侧，旋流压气螺旋通道(102)的顶部为进气口(103)，旋流压气螺旋通道(102)的末端为扩压燃烧出气口(104)，喷油嘴(105)设置在旋流压气螺旋通道(102)的内侧壁上并且位于进气口(103)的位置，燃烧点火器(106)设置在旋流压气螺旋通道(102)的内侧壁上并且位于扩压燃烧出气口(104)的位置；进气导向器(2)和尾喷罩(3)包围设置在压气与燃烧转子总成(1)的外侧；进气导向器(2)内设有轴承套(201)，旋转轴(101)穿过轴承套(201)并与其配合连接；其中：进气口(103)的直径为10-2000mm。2.根据权利要求1所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：该发动机还包括螺旋导向压油器(4)和燃油转向帽(5)；进气导向器(2)上设有输油管(202)；轴承套(201)内设有实心陶瓷轴承(203)和带油孔陶瓷轴承(204)；旋转轴(101)的顶端依次穿过实心陶瓷轴承(203)和带油孔陶瓷轴承(204)；输油管(202)与带油孔陶瓷轴承(204)连接并与带油孔陶瓷轴承(204)内的油孔连通，螺旋导向压油器(4)设置在旋转轴(101)与带油孔陶瓷轴承(204)之间，燃油转向帽(5)设置在轴承套(201)的顶部并与轴承套(201)密封连接；旋转轴(101)的顶部设有进油孔(10101)，旋转轴(101)的内部设有燃油通道(10102)，燃油通道(10102)连接进油孔(10101)和喷油嘴(105)。3.根据权利要求1或2所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：进气导向器(2)上设有顶部进气口(205)和侧部进气口(206)。4.根据权利要求3所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：顶部进气口(205)内设有纵向进气导向片(20501)，侧部进气口(206)内设有径向进气导向片(20601)。5.根据权利要求1、2、4中任一项所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：该发动机还包括进气口罩(6)，进气口罩(6)包围在的进气导向器(2)的顶部和上部外侧；和/或该发动机还包括驱动装置(7)，驱动装置(7)与旋转轴(101)连接并驱动旋转轴(101)转动。6.根据权利要求3所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：该发动机还包括进气口罩(6)，进气口罩(6)包围在的进气导向器(2)的顶部和上部外侧；和/或该发动机还包括驱动装置(7)，驱动装置(7)与旋转轴(101)连接并驱动旋转轴(101)转动。7.根据权利要求1-2、4、6中任一项所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：该发动机包括多个旋流压气螺旋通道(102)。8.根据权利要求3所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：该发动机包括多个旋流压气螺旋通道(102)。9.根据权利要求5所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：该发动机包括多个旋流压气螺旋通道(102)。10.根据权利要求7所述的静地冲压航空航天发动机，其特征在于：该发动机包括2-100个旋流压气螺旋通道(102)。1...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱振武，朱志胤，
申请(专利权)人：朱志胤，
类型：新型
国别省市：湖南,43