一种微型双燃室变循环涡喷发动机的制作方法

本发明涉及发动机领域，更为具体地，涉及一种微型双燃室变循环涡喷发动机。

背景技术：

未来战争中，小型飞行器如无人机、小型精确制导炸弹、靶机、小型诱饵机将会是一种具备超声速巡航、超机动性能、集群作战能力、敌我识别能力、超隐身性能及人工智能的进攻性武器。这种小型化、智能化武器的大量出现将会改变现代战争作战形态。此外，作战样式以及作战思维都将出现颠覆性的改变。

随着世界上一些国家和我国的四代(俄标五代)战机陆续服役，针对部队的空战以及地面防空火力训练要求提出了新的标准，需要能模拟四代战机超声速巡航的靶机作为训练装备。另外，在现代战场上无人机的应用越来越广，但飞行速度慢，战场生存能力弱的缺点使无人机很难进行低空高速的突防，迅速到达敌方上空进行侦查或打击任务。若使用传统有人高速飞机执行任务，将会受到战场周边起降困难、任务飞行距离长、任务风险高等缺点，战场态势瞬息万变，容易贻误战机。使用火箭发动机的靶机或无人机可以完成超声速飞行的任务，但飞行时间短、成本高、无法回收再使用是其无法克服的弊端。

限制小型飞行器超声速飞行的主要原因是缺乏相对应的微型喷气式发动机。小型飞行器其关键技术之一就是解决小型化、高性能、大推力、低成本涡喷发动机的研制。目前国内还没有一款在迎风面截面积、推重比、外形尺寸上都合适的微型喷气式发动机产品推出。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种微型双燃室变循环涡喷发动机，可以在截面积一定的情况下为小型飞行器提供超声速飞行的动力，并且相较于仅工作于涡喷状态的涡喷发动机具有更好的燃油经济性。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

一种微型双燃室变循环涡喷发动机，包括两个燃烧室，其分别为核心机燃烧室和后燃烧室，所述核心机燃烧室设置于核心机机匣内，所述核心机燃烧室出口处设置有喷嘴环，所述喷嘴环一端与所述核心机燃烧室内部连通，所述喷嘴环的另一端与涡轮相通，所述核心机机匣末端设置有核心机喷管，所述核心机喷管的前端与所述涡轮相连，所述核心机喷管的后端与外部大气相通；所述后燃烧室设置于所述后燃室机匣内，所述后燃烧室的后端设置有喷管，所述喷管的前端与所述后燃烧室的后端连通，所述喷管的后端与外部大气连通。

进一步的，包括外壳，所述外壳内设置有核心机机匣和后燃室机匣，所述核心机机匣与所述外壳内壁共同构成外涵道，所述外涵道设置有变循环活门，所述变循环活门与所述后燃烧室的前端相通；所述后燃室机匣与所述外壳内壁之间的通道构成变循环喷管，所述变循环喷管的末端与外部大气相通。

进一步的，所述外壳的其中一端形成为第一端，另一端形成为第二端，所述外壳的第一端设置有进气道和前压缩机，所述进气道与所述前压缩机入口相连；所述核心机机匣内设置有核心压缩机，所述核心机压缩机前端设置有核心机进气道，所述核心机进气道与所述前压缩机出口相连。

进一步的，所述变循环喷管前端与所述前压缩机相通。

进一步的，还包括发动机主轴，所述前压缩机、所述核心压缩机和所述涡轮通过发动机主轴连接。

进一步的，所述前压缩机、核心机压缩机、涡轮、发动机主轴的轴心均位于同一轴线上。

本发明的有益效果是：

本发明基于核心机燃烧室、核心机喷管、变循环喷管、后燃室机匣、核心机机匣、喷嘴环、涡轮、后燃烧室和喷管等，采用双燃烧室结构，使发动机核心机工作在相对较低的温度下，而不增加核心机热端部件的冷却结构，有效简化发动机结构，提高可靠性、推重比；由于后燃室后端无喷嘴环和涡轮部件，可在不引入耐超高温度材料或无需冷却系统的前提下，极大的提高排气温度，突破目前所有微型涡喷发动机的排气温度的限制，以最大限度提高单位推力水平；在不改变发动机迎风面积的情况下，大幅提高发动机推力；针对不同的飞行环境，发动机可变循环状态，提高燃油经济性、增大航程及作战半径。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为微型双燃室变循环涡喷发动机的剖面图。

图中，1-外壳，2-发动机主轴，3-轴承座，4-外涵道，5-喷嘴环，6-涡轮，7-变循环活门，8-变循环喷管，11-进气道，12-前压缩机，21-核心机机匣，22-核心机进气道，23-核心机压缩机，24-核心机燃烧室，25-核心机喷管，31-后燃室机匣，32-后燃烧室，33-喷管。

具体实施方式

下面结合附图进一步详细描述本发明的技术方案，但本发明的保护范围不局限于以下所述。本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在对实施例进行描述之前，需要对一些必要的术语进行解释。例如：

若本申请中出现使用“第一”、“第二”等术语来描述各种元件，但是这些元件不应当由这些术语所限制。这些术语仅用来区分一个元件和另一个元件。因此，下文所讨论的“第一”元件也可以被称为“第二”元件而不偏离本发明的教导。应当理解的是，若提及一元件“连接”或者“联接”到另一元件时，其可以直接地连接或直接地联接到另一元件或者也可以存在中间元件。相反地，当提及一元件“直接地连接”或“直接地联接”到另一元件时，则不存在中间元件。

在本申请中出现的各种术语仅仅用于描述具体的实施方式的目的而无意作为对本发明的限定，除非上下文另外清楚地指出，否则单数形式意图也包括复数形式。

当在本说明书中使用术语“包括”和/或“包括有”时，这些术语指明了所述特征、整体、步骤、操作、元件和/或部件的存在，但是也不排除一个以上其他特征、整体、步骤、操作、元件、部件和/或其群组的存在和/或附加。

实施例1

如图1所示，一种微型双燃室变循环涡喷发动机，包括两个燃烧室，其分别为核心机燃烧室24和后燃烧室32，核心机燃烧室24设置于核心机机匣21内，核心机燃烧室24出口处设置有喷嘴环5，喷嘴环5一端与核心机燃烧室24内部连通，喷嘴环5的另一端与涡轮6相通，核心机机匣21末端设置有核心机喷管25，核心机喷管25的前端与涡轮6相连，核心机喷管25的后端与外部大气相通；后燃烧室32设置于后燃室机匣31内，后燃烧室32的后端设置有喷管33，喷管33的前端与后燃烧室32的后端连通，喷管33的后端与外部大气连通。

实施例2

如图1所示，一种微型双燃室变循环涡喷发动机，包括外壳1，外壳1内设置有核心机机匣21和后燃室机匣31，核心机机匣21与外壳1内壁共同构成外涵道4，外涵道4设置有变循环活门7，变循环活门7与后燃烧室32的前端相通；后燃室机匣31与外壳1内壁之间的通道构成变循环喷管8，变循环喷管8的末端与外部大气相通。

实施例3

如图1所示，一种微型双燃室变循环涡喷发动机，外壳1的其中一端形成为第一端，另一端形成为第二端，外壳1的第一端设置有进气道11和前压缩机12，进气道11与前压缩机12入口相连；核心机机匣21内设置有核心压缩机23，核心机压缩机23前端设置有核心机进气道22，核心机进气道22与前压缩机12出口相连。其中，变循环喷管8前端与前压缩机12相通。

实施例4

如图1所示，一种微型双燃室变循环涡喷发动机，还包括发动机主轴2，前压缩机12、核心压缩机23和涡轮6通过发动机主轴2连接。

作为较佳的实施例，前压缩机12、核心机压缩机23、涡轮6、发动机主轴2的轴心均位于同一轴线上。

如图1所示，本领域技术人员可将本发明作为一种微型双燃室变循环涡喷发动机进行实施，主要包括以下两种推力模式：

大推力模式的工作原理及过程：首先，在启动微型双燃室变循环涡喷发动机之前将变循环活门7调整为与外壳1接触一侧，使前压缩机12出口经过外涵道4与后燃烧室32直接相通。此时启动核心发动机，前压缩机12与核心机压缩机23、发动机主轴2同心同步转动。其中，核心发动机由核心机进气道22、核心机压缩机23、核心机机匣21、核心机燃烧室24、喷嘴环5、涡轮6、核心机喷管25共同构成。空气由进气道11进入前压缩机12，经过前压缩机12加压、整流从前压缩机12出口喷出后，分为两路：一路通过核心机进气道22进入核心机压缩机23，经过再次加压、整流后，在核心机燃烧室24进行油气混合，并点火燃烧驱动涡轮6，涡轮6通过发动机主轴2带动核心机压缩机23、前压缩机12共同旋转，以维持核心发动机运行。高温、高压燃气经过涡轮6后进入到核心机喷管25，并从核心机喷管25后部排出微型双燃室变循环涡喷发动机，继而产生一部分推力；另一路气流沿外涵道4经过变循环活门7进入后燃烧室32内，并封闭前压缩机12与变循环喷管8之间的气流通道，开启后燃烧室32供油进行点火燃烧，由于后燃烧室32出口直接与喷管33相通，后燃烧室32与喷管33之间并没有喷嘴环与转动的涡轮，所以后燃烧室32可以让空气加热到极高的温度而不用考虑喷嘴环与涡轮被高温熔化的问题，这样可以极大的提高该微型双燃室变循环涡喷发动机的单位推力水平，具有逼近甚至超过大型航空发动机单位推力的潜力，燃烧后的高温、高压燃气通过喷管33排出，产生该状态下微型双燃室变循环涡喷发动机绝大部分的推力。此时发动机运行在类似冲压发动机的状态。

经济性模式的工作原理及过程：当微型双燃室变循环涡喷发动机工作于大推力模式(或没有启动的状态)而要转换为经济性模式时，将变循环活门7调整为与核心机机匣21接触一侧，使前压缩机12出口经过外涵道4与变循环喷管8直接相通，并封闭前压缩机12与后燃烧室32之间的气流通道。关闭后燃烧室32供油，后燃烧室32不燃烧。此时从前压缩机12出口的气流分为两路，一路进入核心机燃烧室24进行燃烧以维持微型双燃室变循环涡喷发动机工作；另一路沿外涵道4经过变循环活门7流向变循环喷管8，从变循环喷管8排出微型双燃室变循环涡喷发动机产生推力。与纯涡喷发动机相比，此时微型双燃室变循环涡喷发动机的核心机机匣21内的涡轮6将从燃气中提取更多的能量用于驱动前压缩机12，使核心机机匣21的排气速度变慢、温度降低，增加推进效率，降低油耗。前压缩机12消耗掉的功率使整机流量大幅提高，进一步提升燃油经济性。此时发动机运行在类似涡扇发动机的状态。

本发明中的发动机可通过调节气流不同的流动路径实现调节发动机的热力循环参数，使发动机具有两种工作模式：大推力模式与经济性模式。在大推力模式下，微型双燃室变循环涡喷发动机运行在类似冲压发动机的工作状态。在经济性模式下，微型双燃室变循环涡喷发动机运行在类似小涵道比涡扇发动机的工作状态。

本发明基于外壳1、进气道11、核心机进气道22、核心机燃烧室24、变循环活门7、核心机喷管25、变循环喷管8、后燃室机匣31、发动机主轴2、前压缩机12、核心机压缩机23、核心机机匣21、喷嘴环5、涡轮6、后燃烧室32和喷管33等，采用双燃烧室结构，使发动机核心机工作在相对较低的温度下，而不增加核心机热端部件的冷却结构，有效简化发动机结构，提高可靠性、推重比；由于后燃室31与喷管33之间后端并无喷嘴环和涡轮部件，可在不引入耐超高温度材料或无需冷却系统的前提下，极大的提高排气温度，突破目前所有微型涡喷发动机的排气温度的限制，以最大限度提高单位推力水平；在不改变发动机迎风面积的情况下，大幅提高发动机推力；针对不同的飞行环境，发动机可变循环状态，提高燃油经济性、增大航程及作战半径。

在本实施例中的其余技术特征，本领域技术人员均可以根据实际情况进行灵活选用以满足不同的具体实际需求。然而，对于本领域普通技术人员显而易见的是：不必采用这些特定细节来实行本发明。在其他实例中，为了避免混淆本发明，未具体描述公知的组成，结构或部件，均在本发明的权利要求书请求保护的技术方案限定技术保护范围之内。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”均是广义含义，本领域技术人员应作广义理解。例如，可以是固定连接，也可以是活动连接，或整体地连接，或局部地连接，可以是机械连接，也可以是电性连接，可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接连接，还可以是两个元件内部的连通等，对于本领域的技术人员来说，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义，即，文字语言的表达与实际技术的实施可以灵活对应，本发明的说明书的文字语言(包括附图)的表达不构成对权利要求的任何单一的限制性解释。

本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。在以上描述中，为了提供对本发明的透彻理解，阐述了大量特定细节。然而，对于本领域普通技术人员显而易见的是：不必采用这些特定细节来实行本发明。在其他实例中，为了避免混淆本发明，未具体描述公知的技术，例如具体的施工细节，作业条件和其他的技术条件等。