热循喷气发动机的制作方法

1.本发明涉及喷气发动机领域，尤其涉及一种热循喷气发动机。


背景技术：

2.现有的航空发动机依据不同的分类方法种类繁多,主流为喷气发动机，其技术原理基本是通过热动力驱动空气反喷从而推动飞机前进。最主流的民用航空发动机为涡扇喷气发动机，其涵道比一般为5以上，飞行速度一般在1000km/h以下，拥有很好的发动机效率、较长的使用寿命、较低的运行噪音、较低的尾喷温度等优点；而高速航空发动机则为涡喷发动机，其涵道比为0，飞行速度一般在1000km/h以上，但存在发动机效率较低、使用寿命较短、运行噪音较大、尾喷温度很高等短处。
3.现有喷气发动机存在的缺点主要有：
4.1)需要一个专用的冷却系统对发动机进行降温：增加了设备的复杂程度和制造成本，还要为冷却系统提供额外的动力。
5.2)核心部件运行温度很高：对材料要求很高，缩短了发动机的使用寿命，增加制造和维护成本。
6.3)只有热压型动力舱工作：为了增加速度会将动力舱增加至两个甚至三个，结果导致核心部件运行温度、压力的继续升高。
7.4)很高的内涵喷气温度：涡扇喷气发动机尾喷平均约900℃，涡喷发动机尾喷平均约1200℃，这是热动力的极大的损失。


技术实现要素：

8.本发明的目的是提供一种热循喷气发动机，可大幅提升航空喷气发动机的效率,降低核心温度和排气温度。
9.为实现上述目的，本发明提供一种热循喷气发动机，包括高压进气管、高压回气管、转动连接的发动机壳罩和核心轴；发动机壳罩内包括由前向后依次连通的内涵进风压气道、热压动力舱和内涵喷气压气道；核心轴包括依次设置的主轴、相连通的后冷仓和尾部通气道，内涵喷气压气道位于尾部通气道外侧；主轴上设有动扇叶总成；后冷仓位于热压动力舱内且两者之间设有热压叶片总成；热压动力舱内设有第一高压气体喷嘴和燃料点火喷嘴；内涵喷气压气道与尾部通气道之间、内涵喷气压气道和热压动力舱外侧均设有冷却腔；高压进气管输出端分别与后冷仓内腔以及第一高压气体喷嘴连通；冷却腔与高压回气管连通。
10.作为本发明的进一步改进，所述发动机壳罩内还包括位于热压动力舱前侧的冷压动力舱，所述内涵进风压气道位于冷压动力舱外侧；核心轴还包括位于主轴和后冷仓之间的前冷仓；前冷仓和后冷仓相连通；前冷仓壁体上设有冷仓气体入口；高压进气管输出端设有位于冷压动力舱内的第二高压气体喷嘴；前冷仓位于冷压动力舱内腔且两者之间设有冷压叶片总成，冷压叶片总成位于第二高压气体喷嘴和冷仓气体入口之间。
11.作为本发明的更进一步改进，所述冷压叶片总成包括由前向后依次设置在前冷仓外壁上的冷压仓垂叶和冷压舱斜叶，所述第二高压气体喷嘴的位置与冷压仓垂叶相对应。
12.作为本发明的更进一步改进，所述冷压动力舱的内腔通过气体通道与所述第一高压气体喷嘴连通。
13.作为本发明的更进一步改进，所述热压动力舱还包括位于其前端的环形燃烧室，所述第一高压气体喷嘴和燃料点火喷嘴位于环形燃烧室内；所述热压叶片总成包括由前向后依次设置在后冷仓外壁的热压舱垂叶和热压舱斜叶；热压舱垂叶位于环形燃烧室内；热压叶片总成还包括设置在热压动力舱内壁的热压固定导流叶片。
14.作为本发明的更进一步改进，所述冷却腔包括依次连通的第一冷仓、第二冷仓和第三冷仓；内涵喷气压气道绕尾部通气道布置，第一冷仓位于内涵喷气压气道与尾部通气道之间，第三冷仓位于内涵喷气压气道和和热压动力舱两者外侧，第二冷仓位于内涵喷气压气道一侧。
15.作为本发明的更进一步改进，所述发动机壳罩内侧设有内涵固定导风扇叶，内涵固定导风扇叶与所述主轴上的动扇叶总成相邻布置。
16.作为本发明的更进一步改进，所述发动机壳罩包括相连接的内涵外壳和外涵外壳，外涵外壳位于内涵外壳的前段外侧；外涵外壳内壁与内涵外壳前段外壁之间构成外涵压气道；所述内涵进风压气道、热压动力舱和内涵喷气压气道均位于内涵外壳内。
17.有益效果
18.与现有技术相比，本发明的热循喷气发动机的优点为：
19.1、空气依次经过发动机前端扇叶、内涵进风压气道、通过燃料燃烧产生热压动力的热压动力舱、内涵喷气压气道等结构时产生大量热量，热量又传导给发动机本身，使发动机温度较高。而通过高压进气管进入发动机内的高压空气先在冷压动力舱内进行第一次释压，高压空气释压伴随温度降低。释压后一部分进入主轴，经前冷仓进入后冷仓给主轴降温，再通过主轴尾部通气道进入冷却腔给内涵喷气压气道和热压动力舱降温，最后气体从高压回气管排出，带走热量。第一次释压的另一部分冷空气经第一高压气体喷嘴进入热压动力舱，既与燃料混合燃烧，又能对热压动力舱进行冷却，从而大幅提升喷气发动机的效率,降低核心温度和排气温度。
20.2、前冷仓中第二高压气体喷嘴的位置与冷压仓垂叶相对应，高压气体射出时作用于冷压仓垂叶，可辅助核心轴的旋转，进行动力再利用。
21.3、第一冷仓和第三冷仓分别位于内涵喷气压气道的内侧和外侧，而第二冷仓穿过内涵喷气压气道一侧，可充分地给内涵喷气压气道、热压动力舱外侧降温。
22.4、射入的热压动力舱的高压冷气将降低发动机的核心温度而不会造成热压动力舱压力的降低，确保发动机的动力不被削弱。
23.5、高压冷气与燃料在一体的环形燃烧室高速环混燃烧，气流密度更大、燃烧更充分、核心温度更低，高压环流向核心轴提供更多的动力。
24.通过以下的描述并结合附图，本发明将变得更加清晰，这些附图用于解释本发明的实施例。
附图说明
25.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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
26.图1为热循喷气发动机的主视图；
27.图2为热循喷气发动机的剖视图；
28.图3为核心轴的剖视图；
29.图4为图2中的a处放大图；
30.图5为发动机壳罩的剖视图；
31.图6为图5的b-b处视图；
32.图7为图5的c-c处视图；
33.图8为空气线路图。
具体实施方式
34.现在参考附图描述本发明的实施例。
35.实施例
36.本发明的具体实施方式如图1至图8所示，一种热循喷气发动机，包括高压进气管31、高压回气管32、发动机壳罩2和核心轴4。核心轴4通过轴承与发动机壳罩2转动连接。高压进气管31的输入端、高压回气管32的输出端均位于发动机壳罩2外侧。发动机壳罩2内包括由前向后依次连通的内涵进风压气道25、热压动力舱27和内涵喷气压气道28。核心轴4包括依次设置的主轴41、相连通的后冷仓44和尾部通气道45，尾部通气道45末端设有控流出口451。内涵喷气压气道28位于尾部通气道45外侧。主轴41上设有动扇叶总成。后冷仓44位于热压动力舱27内且两者之间设有热压叶片总成。热压动力舱27内设有第一高压气体喷嘴35和燃料点火喷嘴36。内涵喷气压气道28与尾部通气道45之间、内涵喷气压气道28和热压动力舱27外侧均设有冷却腔。高压进气管31输出端分别与后冷仓44内腔以及第一高压气体喷嘴35连通。冷却腔与高压回气管32连通。
37.发动机壳罩2内还包括位于热压动力舱27前侧的冷压动力舱26，内涵进风压气道25位于冷压动力舱26外侧。核心轴4还包括位于主轴41和后冷仓44之间的前冷仓42。前冷仓42和后冷仓44通过中部通气道43相连通。前冷仓42的后端壁体上设有冷仓气体入口423。高压进气管31输出端设有位于冷压动力舱26内的第二高压气体喷嘴37。前冷仓42位于冷压动力舱26内腔且两者之间设有冷压叶片总成，冷压叶片总成位于第二高压气体喷嘴37和冷仓气体入口423之间。
38.冷压叶片总成包括由前向后依次设置在前冷仓42外壁上的冷压仓垂叶421和冷压舱斜叶422，还包括设置在冷压动力舱26内侧的冷压动力仓固定导流叶片261，第二高压气体喷嘴37的位置与冷压仓垂叶421相对应。冷压舱斜叶422和冷压动力仓固定导流叶片261前后交错布置。
39.冷压动力舱26的内腔通过气体通道262与第一高压气体喷嘴35连通。
40.热压动力舱27还包括位于其前端的环形燃烧室34，第一高压气体喷嘴35和燃料点
火喷嘴36位于环形燃烧室34内。热压叶片总成包括由前向后依次设置在后冷仓44外壁的热压舱垂叶441和热压舱斜叶442。热压舱垂叶441位于环形燃烧室34内。热压叶片总成还包括设置在热压动力舱27内壁的热压固定导流叶片271。热压固定导流叶片271和热压舱斜叶442前后交替布置。
41.冷却腔包括依次连通的第一冷仓23、第二冷仓24和第三冷仓29。内涵喷气压气道28绕尾部通气道45布置，第一冷仓23位于内涵喷气压气道28与尾部通气道45之间，第三冷仓29位于内涵喷气压气道28和和热压动力舱27两者外侧，第二冷仓24位于内涵喷气压气道28一侧。
42.发动机壳罩2内侧设有内涵固定导风扇叶53，内涵固定导风扇叶53与主轴41上的动扇叶总成相邻布置。动扇叶总成包括由前向后依次布置的首级扇叶51以及多级动扇叶52，多级动扇叶52与内涵固定导风扇叶53前后交替布置。
43.发动机壳罩2包括相连接的内涵外壳22和外涵外壳21，外涵外壳21位于内涵外壳22的前段外侧。外涵外壳21内壁与内涵外壳22前段外壁之间构成外涵压气道211。内涵进风压气道25、热压动力舱27和内涵喷气压气道28均位于内涵外壳22内。
44.热循喷气发动机的涵道比一般在0到10之间，为0时只有内涵道，大于0时则拥有内外涵道。对于大量使用的民用飞机，涵道比一般在6左右，多级扇叶一般在2-5之间，飞行速度一般在600公里/小时左右，设有1个冷压动力舱26和1个热压动力舱27。
45.本实施例中，涵道比为2.5，设1个冷压动力舱26和1个热压动力舱27。有一个首级扇叶51和2个多级动扇叶52。
46.如图8所示，工作时，通过高压进气管31进入发动机内的高压空气(稍小于50mpa)，先在冷压动力舱26经第二高压气体喷嘴37射向热压舱垂叶441，流经两级冷压舱斜叶422后，进行第一次释压，释压变为约3mpa。高压空气释压伴随温度降低，见图8中的空气线路1。释压后一部分3mpa的高压冷气进入主轴4，经前冷仓42进入后冷仓44给主轴4降温，再通过主轴尾部通气道45进入冷却腔给内涵喷气压气道28和热压动力舱27降温，并变成约3mpa高压高温空气，最后高压高温空气从高压回气管32排出，带走热量，见图8中的空气线路1-1。第一次释压的另一部分3mpa的高压冷气经第一高压气体喷嘴35进入热压动力舱27，既与燃料混合燃烧推动核心轴4旋转，又能对热压动力舱27进行冷却，见图8中的空气线路1-2。内涵喷气压气道28的气体从发动机壳罩2尾部喷出。空气线路3被首级扇叶51压入外涵道经外涵道压气道211喷出。空气线路4被多级扇叶压入内涵道进风压气道，成为高压高温高速气流，流经两级热压舱斜叶，并从内涵喷气压气道喷出发动机外。
47.飞机热循动力系统的喷气发动机燃烧室壁温度为500℃，低于传统涡扇喷气动力系统的900℃和涡喷冷膜动力系统的800℃；飞机热循动力系统的喷气发动机内涵尾喷温度约为800℃，涡扇400℃，低于传统涡扇喷气动力系统的900℃和涡喷冷膜动力系统的1200℃。飞机热循动力系统的喷气发动机效率提高30％，寿命提高30％，噪音、振动、热气流较小，发动机启动方式可实现高压气体冷启动。
48.以上结合最佳实施例对本发明进行了描述，但本发明并不局限于以上揭示的实施例，而应当涵盖各种根据本发明的本质进行的修改、等效组合。