一种航空器用大推力发动机的制作方法

[0001]
本发明涉及航空器动力装置技术领域，具体涉及一种航空器用大推力发动机。


背景技术：

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目前无人机等航空器技术发展迅速，应用越来越广泛，一般情况下，无人机、直升飞机、螺旋桨飞机等航空器所使用的动力装置是螺旋桨，通过螺旋桨高速旋转使空气向后流动从而提供动力，由于流动气体速度不可能超过音速，因此这种螺旋桨体积比较大，所占用面积比较大，而且要求旋转角速度非常大，由于螺旋桨尖部线速度过大还容易引起空气激波等现象。更重要的是，由于排气速度太低，导致空气所能提供的推力较小，因此这种航空器速度不可能太快。


技术实现要素：

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有鉴于此，本发明提供了一种航空器用大推力发动机，体积小且能够产较大的推力。
[0004]
本发明采用的技术方案如下：
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一种航空器用大推力发动机，包括动力机、叶片式压缩室及拉瓦尔喷管；
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所述动力机和叶片式压缩室之间通过转动轴相连，动力机驱动叶片式压缩室旋转，吸入外部气体，气体压缩后经拉瓦尔喷管排出，形成超声速气流。
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进一步地，所述叶片式压缩室包括前封头、后封头和若干叶片；
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若干叶片沿周向固定在前封头、后封头之间，前封头用于与动力机连接，后封头用于与拉瓦尔喷管固定连接。
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有益效果：
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1、本发明采用压缩气体喷气形成动力，体积较小，满足环保要求，而且应用领域十分广泛；而且气体压缩后流经拉瓦尔喷管，速度急速增大并排出，形成超声速气流，提供的推力大。
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2、本发明叶片式压缩室的结构简单、体积小。
附图说明
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图1为本发明整体结构示意图；
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图2为本发明主视图；
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图3为图2a-a方向截面图；
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其中，1-动力机，2-叶片式压缩室，3-拉瓦尔喷管。
具体实施方式
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下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
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本实施例提供了一种航空器用大推力发动机，如图1、图2所示，包括能够高速驱动
叶片旋转的动力机1、被动力机驱动的含有转动叶片的压缩室2以及拉瓦尔喷管3。
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如图3所示，叶片式压缩室2包括前封头、后封头和若干叶片；若干叶片沿周向固定在前封头、后封头之间，叶片的偏转角与动力机1转速相关。前封头与动力机1通过转动轴连接，后封头与拉瓦尔喷管3固定连接。动力机1带动叶片式压缩室2和拉瓦尔喷管3高速旋转，将动力机1的转动能量转化为叶片的旋转能量，叶片从叶片式压缩室2周边强制吸入空气，吸入的气体压强高于外部大气压，因此气体在叶片式压缩室2内流动，经过拉瓦尔喷管3收敛段收缩再经过扩张段喷出，气体喷出的速度会超过当地声速，使得气体推力效率得到大量提升，可以适用于产生较大的推力。
[0019]
叶片式压缩室2高速旋转时，设角速度为ω，叶片式压缩室2外径为r，内径为r，外部大气压设为p0，密度为ρ0，吸入气体的流速v0，叶片式压缩室2压强设为p，密度为ρ，那么根据质量守恒，有如下关系式：
[0020][0021]
其中为质量流率未知，l为叶片式压缩室2的叶片长度。
[0022]
将外部气体速度认为是0，它相对于叶片式压缩室2叶片的速度是v0，因此有v0＝ω
·
πr，因此
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设拉瓦尔喷管3喉部的面积是a
t
，定义特征速度其中是从拉瓦尔喷管3中流出的气体质量流率。
[0024]
根据气体状态方程，有：
[0025][0026]
其中μ为气体的摩尔质量，正常大气条件下，μ＝29g/mol，r＝8.314j/(mol.k)为气体常数，v＝πr2l是叶片式压缩室2的内部容积，t是气体在叶片式压缩室2内部的温度，m压缩室内气体质量。
[0027]
由于气体压缩过程路径很短，忽略热损失，可视为等熵过程，气体等熵压缩。有如下关系式：
[0028][0029]
由上式得
[0030][0031][0032][0033]
其中是叶片式压缩室2内部容积中空气质量变化率，k为气体比热比。
[0034]
根据前述公式综合得：
[0035][0036]
上述方程为非线性方程，利用计算机求解p，方程中p是变量，其他为已知量。
[0037]
当叶片式压缩室2内部压强达到稳定时，即可得叶片式压缩室2内部稳定压强为
[0038]
当叶片式压缩室2内部压强为p时，根据一维等熵流分析结果，排气速度v
e
为：
[0039][0040]
根据动量守恒公式，该发动机推力在叶片式压缩室2压强达到稳定时为：
[0041][0042]
其中f为发动机产生的推力。
[0043]
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。