阅读说明：本技术 一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器 (High-efficiency propeller with large thrust-weight ratio and secondary expansion acting capacity ) 是由 赵景山 张家悦 于 2020-06-08 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器,包括进气机构、涵道和增流机构,所述进气机构设置在所述涵道的进气端,所述增流机构靠近所述涵道的出气端,所述增流机构包括筒状的增流机构壳体和若干个设置在所述增流机构壳体的内表面的增流喷管,所述增流机构壳体一端与所述涵道的壳体固连,所述涵道的出气端位于所述增流机构壳体内。本发明提供的具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器提高了燃气热能的利用率。(The invention discloses a high-efficiency propeller with a large thrust-weight ratio and secondary expansion work-doing capacity, which comprises an air inlet mechanism, a duct and a flow-increasing mechanism, wherein the air inlet mechanism is arranged at the air inlet end of the duct, the flow-increasing mechanism is close to the air outlet end of the duct, the flow-increasing mechanism comprises a cylindrical flow-increasing mechanism shell and a plurality of flow-increasing spray pipes arranged on the inner surface of the flow-increasing mechanism shell, one end of the flow-increasing mechanism shell is fixedly connected with the shell of the duct, and the air outlet end of the duct is positioned in the flow-increasing mechanism shell. The high-efficiency propeller with the large thrust-weight ratio and the secondary expansion work-doing capacity improves the utilization rate of the heat energy of the fuel gas.)

一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器

技术领域

本发明涉及动力推进器技术领域，特别是涉及一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器。

背景技术

自第二次世界大战以来，各国认识到制空权对于战争取胜的重要性。为有效保护制空权、提高反制能力，世界各国纷纷投入大量科研力量研发航空飞机。其中，航空动力推进器作为飞机的核心部件更是引起了广泛关注。

在二战初期，多数飞机采用活塞式发动机。这种发动机工作时只输出扭矩，需要配合螺旋桨使用。当飞机速度增大后，螺旋桨桨叶处的线速度大大提高，使桨叶效率大幅度降低。受制于此，活塞发动机驱动的航空飞机速度较低。在二战中后期，西方国家开始研制涡轮喷气发动机。与活塞式发动机相比，涡喷发动机既是热机又是推进器，且进气、燃烧、膨胀、排气四个过程在同一时刻由发动机的不同部件完成，进气量也较活塞式发动机有显著提高，大大提高了功率和效率。但由于其推力是依赖高速喷出的燃气产生的，高温高速的燃气由尾喷管流出发动机，使大量的能量排入大气中，这导致了大量的能量损失，经济性较差。20世纪60年代，涡轮风扇发动机开始投入使用。涡轮风扇发动机将发动机内部分为内外两个涵道，具有推力大、排气速度低的特点，经济性有了较大改善。但涡扇发动机排出的尾气温度仍在500℃～600℃，尾气携带的大量热能耗散在大气中，这是极大的能量损失。如果能够将这部分能量有效利用，动力推进器的动力性能将得到极大地提升。

因此，如何进一步提升动力推进器中高温燃气热能的利用率、降低能耗、提高推进动力和推进效率是本领域亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器，以解决现有技术存在的问题，提高高温燃气中热能的利用率和推进器的推进效率。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供了一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器，包括进气机构、涵道和增流机构，所述进气机构设置在所述涵道的进气端，所述增流机构靠近所述涵道的出气端，所述增流机构包括筒状的增流机构壳体和若干个设置在所述增流机构壳体的内表面的增流喷管，所述增流机构壳体一端与所述涵道的壳体固连，所述涵道的出气端位于所述增流机构壳体内。

优选的，所述涵道包括内涵道和外涵道，所述内涵道位于所述外涵道内，所述外涵道包括外涵道壳体和设置在所述外涵道壳体内的压气轮机静子，所述外涵道壳体呈筒状，且所述外涵道壳体的直径由进气端至出气端的方向逐渐变小，所述增流机构壳体与所述外涵道壳体固连，所述增流机构壳体与所述外涵道壳体之间的空腔的大小由进气端至出气端的方向逐渐增大。

优选的，所述内涵道包括与所述外涵道壳体固连的内涵道壳体和转动连接在所述内涵道壳体中的主轴，所述主轴上固设有压气轮机转子和涡轮，所述压气轮机转子与所述外涵道内压气轮机静子组成压气轮机，所述压气轮机靠近所述内涵道的进气端，所述涡轮靠近所述内涵道的出气端，所述内涵道壳体中还设置有位于所述压气轮机转子和所述涡轮之间的燃烧室，所述内涵道的出气端还设置有尾喷管，所述尾喷管位于所述外涵道内。优选的，所述进气机构包括进气道、导流锥、风扇和导流环，所述风扇与所述主轴的一端固连，所述导流锥位于所述风扇远离所述涵道的一端，且所述导流锥固设在所述风扇的中心，所述导流环位于所述风扇与所述内涵道之间。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

本发明提供的具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器提高了高温燃气中热能的利用率。在推进器工作过程中，空气通过进气机构后被分为两部分，分别进入推进器的内涵道和外涵道；进入内涵道的空气经压气轮机、燃烧室、涡轮后，由尾喷管高速排出，产生一部分推力；通过外涵道的空气给风扇反作用力，产生第二部分推力。内涵道和外涵道排出的高温尾气在推进器尾部汇合。在工作过程中，增流机构喷出水雾，在排出的高温尾气作用下，迅速形成水蒸气，水在膨胀过程中产生第三部分推力，实现高温尾气的二次做功。本发明提出的具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器中的增流机构，既能够进一步回收利用尾气热能、降低气流速度和温度，又可以增加尾管处排出气体的总流量和内压，有效提高了热能利用效率和系统推进效率，降低了主轴轴承的工作温度、提升其服役寿命。同时，增流机构以水为二次膨胀做功的原料，价格低廉、资源丰富。本发明提供的具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器最终排出的尾气温度可以控制在150℃～250℃。动力推进器是航空飞机的核心部件，提升其工作性能有利于提升航空飞机的飞行性能，具有重要的环保、经济和社会意义。

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。

图1为本发明具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器的结构示意图一；

图2为本发明具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器的结构示意图二；

图3为本发明具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器的进气机构结构示意图；

图4为本发明具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器中内涵道的结构示意图；

图5为本发明具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器中外涵道壳体的结构示意图；

图6为本发明具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器中增流机构的结构示意图；

其中：1-进气机构；2-内涵道；3-外涵道；4-增流机构；5-进气道；6-导流锥；7-风扇；8-导流环；9-主轴；10-涡轮；11-尾喷管；12-燃烧室；13-压气轮机；14-外涵道壳体；15-增流机构壳体；16-增流喷管。

具体实施方式

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付出创造性劳动的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。

本发明的目的是提供一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器，以解决上述现有技术存在的问题，提高高温燃气中热能的利用率。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1至图6所示：本实施例具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器包括进气机构1、涵道和增流机构4，进气机构1设置在涵道的进气端，增流机构4靠近涵道的出气端。

涵道包括内涵道2和外涵道3，内涵道2位于外涵道3内，外涵道3包括外涵道壳体14，外涵道壳体14呈筒状，且外涵道壳体14的直径由进气端至出气端的方向逐渐变小，具有良好的空气动力学特性。

内涵道2包括与外涵道壳体14固连的内涵道壳体和转动设置在内涵道壳体中的主轴9，主轴9上固设有压气轮机转子和涡轮10，压气轮机13靠近内涵道2的进气端，涡轮10靠近内涵道2的出气端，内涵道壳体中还设置有位于压气轮机13和涡轮10之间的燃烧室12，内涵道2的出气端还设置有尾喷管11，尾喷管11位于外涵道3内。

进气机构1包括进气道5、导流锥6、风扇7和导流环8，风扇7与主轴9的一端固连，导流锥6位于风扇7远离涵道的一端，且导流锥6固连在风扇7的中心，导流环8位于风扇7与内涵道2之间。

增流机构4包括筒状的增流机构壳体15和若干个设置在增流机构壳体15的内表面的增流喷管16，每个增流喷管16均与水箱相连通，且通过增压泵能够将水箱中的水通过增流喷管16喷出；增流机构壳体15一端与外涵道壳体14固连，涵道的出气端位于增流机构壳体15内，增流机构壳体15与外涵道壳体14之间的空腔的大小由进气端至出气端的方向逐渐增大，能够有效防止增流喷管16喷出的水雾和经高温燃气膨胀的水蒸气倒流回涡轮10中、降低涡轮转速，且具有良好的推力效果。

本实施例具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器的工作过程如下：

在推进器工作过程中，空气通过进气机构1后被分为两部分，分别进入推进器的内涵道2和外涵道3；进入内涵道2的空气经压气轮机13、燃烧室12、涡轮10后，由尾喷管11高速排出，产生一部分推力；进入外涵道3的空气给风扇7反作用力，产生第二部分推力。内涵道2和外涵道3排出的高温尾气在推进器尾部汇合。在工作过程中，增流机构4喷出水雾，在排出的高温尾气作用下，迅速形成水蒸气，水在膨胀过程中产生第三部分推力，实现高温尾气的二次做功，提高推进器性能。在三部分推力的共同作用下，实现大推重比、高推进效率的目标。

本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。