阅读说明：本技术 一种航空发动机 (Aircraft engine ) 是由 张涛 吴来军 于海静 温广武 覃春林 钟博 夏龙 王华涛 王春雨 于 2019-10-29 设计创作，主要内容包括：一种航空发动机,涉及重型载荷无人机发动机领域,设有外壳体,外壳体的内壁上设有环形燃烧槽,外壳体内设有喷出口调节筒,喷出口调节筒与环形燃烧槽围成环形燃烧腔,喷出口调节筒内设有加速喷射管,加速喷射管前端部与喷出口调节筒前端部内壁固定连接；外壳体上设有与加速喷射管前端相对的喷出口挡环,环形燃烧槽前端内壁和喷出口挡环后侧壁上设有弧形导流壁,加速喷射管前端位于弧形导流壁后侧内,二者间设有环形喷出口,外壳体上设有空气吸入口,外壳体上设有燃料入口、气体入口和点火口；喷出口调节筒后部螺纹连接有定位法兰,定位法兰经螺栓与外壳体相连。本发明具有结构简单、燃烧效率高、重量轻、维护成本低等优点。(An aircraft engine relates to the field of heavy-duty load unmanned aerial vehicle engines and is provided with an outer shell, wherein an annular combustion groove is formed in the inner wall of the outer shell, a jet port adjusting cylinder is arranged in the outer shell, an annular combustion cavity is formed by the jet port adjusting cylinder and the annular combustion groove, an accelerating jet pipe is arranged in the jet port adjusting cylinder, and the front end part of the accelerating jet pipe is fixedly connected with the inner wall of the front end part of the jet port adjusting cylinder; the outer shell is provided with a jet orifice baffle ring opposite to the front end of the accelerated jet pipe, the inner wall of the front end of the annular combustion groove and the rear side wall of the jet orifice baffle ring are provided with arc-shaped guide walls, the front end of the accelerated jet pipe is positioned in the rear side of the arc-shaped guide walls, an annular jet orifice is arranged between the arc-shaped guide walls and the annular jet orifice baffle ring, the outer shell is provided with an air suction inlet, and the outer shell is provided with a fuel inlet; the rear part of the jet port adjusting cylinder is connected with a positioning flange in a threaded manner, and the positioning flange is connected with the outer shell through a bolt. The invention has the advantages of simple structure, high combustion efficiency, light weight, low maintenance cost and the like.)

一种航空发动机

技术领域

本发明涉及重型载荷无人机发动机领域，详细讲是一种结构简单、燃烧效率高、重量轻、维护成本低的航空发动机。

背景技术

我们知道，航空发动机是飞行器的关键动力部分，其技术水平体现了一个国家的综合工业基础实力。目前我国航空发动机主要类型有：活塞式发动机、涡扇发动机、涡喷发动机、冲压发动机，技术上主要追赶俄罗斯、美国等国家。其中涡扇发动机由于具有稳定性好、推力大、燃油经济性好、噪音相对较低，在军机和商用飞机上被广泛采用。但该类型发动机制造复杂，零部件多且精密，其保养维护成本极高，限制了其在轻型飞行器（如重载无人机）的广泛使用。而轻型飞行器目前发动机主要有两类，分别是油动活塞式发动机、电机驱动桨叶推进发动机。其中油动活塞式发动机虽然航油能量密度高、续航时间长，但其重量大，严重限制了飞行器运载能力。电机驱动桨叶推进发动机主要有锂电池电源和氢燃料电池电源作为能源，虽然在重量上比油动活塞式发动机减重明显，但其续航能力较弱，一般续航时间不超过2h。其中氢燃料电池由于对氢气纯度要求较高，造成每公里飞行成本极高。因此，目前迫切需要一种续航时间长、自重轻、燃料成本低、维护保养成本低的新式发动机，填补轻型飞行器（如重载无人机）动力的空白。

发明内容

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本发明的目的是解决上述现有技术的不足，提供一种结构简单、燃烧效率高、重量轻、维护成本低的航空发动机。

本发明解决上述现有技术的不足所采用的技术方案是：

一种航空发动机，其特征在于：设有呈套筒状的外壳体，外壳体的内壁上设有环形燃烧槽，外壳体内设有可前后调节的喷出口调节筒，喷出口调节筒与环形燃烧槽围成环形燃烧腔，喷出口调节筒内设有呈文丘里管状的加速喷射管，加速喷射管前端部与喷出口调节筒前端部内壁固定连接；环形燃烧槽前方的外壳体上设有与加速喷射管前端相对的喷出口挡环，环形燃烧槽前端内壁和喷出口挡环后侧壁上设有弧形导流壁，加速喷射管前端位于弧形导流壁后侧内，二者间设有位于加速喷射管前端、向加速喷射管内喷出的环形喷出口，加速喷射管前方的外壳体上设有空气吸入口，外壳体上设有与环形燃烧腔连通的燃料入口、气体入口和点火口；喷出口调节筒后部螺纹连接有定位法兰，定位法兰经螺栓与外壳体相连。

本发明中所述的喷出口调节筒经螺纹与环形燃烧槽后侧的外壳体内壁密封连接。所述的喷出口调节筒上与环形燃烧槽后侧的外壳体内壁密封连接的螺纹的螺距与喷出口调节筒后部与定位法兰连接的螺纹的螺距不同，定位法兰可将喷出口调节筒锁紧在外壳体内，避免由于震动其在外壳体内不受控制的前后移动而改变环形喷出口的大小，控制速度（推力）。

本发明中所述的喷出口调节筒与环形燃烧槽后侧的外壳体镜面密封接触。转动喷出口调节筒可改变喷出口调节筒在外壳体上的轴向位置，进而调节加速喷射管前端与弧形导流壁间的距离（调节环形喷出口的最小截面积），调节简单方便。

本发明中所述的外壳体、加速喷射管由密度低、耐高温、耐磨、耐蚀，弹性模量高、韧性良好的材料制成。如碳纤维陶瓷复合材料中的碳纤维增强碳化硅复合材料、碳纤维增强二氧化锆复合材料和碳纤维增强二氧化铪复合材料等。

本发明中所述的加速喷射管由前部的入口段、中部的渐缩段和后部的渐阔段组成，其内侧壁的轮廓满足冯·卡门曲线。

本发明中所述的空气吸入口呈小口径端位于加速喷射管前端内的喇叭状，加速喷射管中部的最小内径为空气吸入口最小内径的0.2-0.5倍，优选0.25-0.35倍；加速喷射管后端内径为空气吸入口最小内径的0.5-0.9倍，优选0.6-0.8倍。

本发明中所述的环形喷出口的截面积为空气吸入口最小截面积的0.03-0.1倍，优选0.06-0.08倍。

本发明中所述的环形喷出口（高压气体）的喷出方向与加速喷射管轴线呈30-60°夹角；优选40-50°夹角。

本发明在使用时，燃料入口经燃料控制装置与燃料供给装置相连，气体入口经气体控制装置与氧气供给装置相连，点火口上安装点火器。燃料控制装置将燃料供给装置内的燃料由燃料入口输入环形燃烧腔内，气体控制装置将氧气或含氧的气体由气体入口输入环形燃烧腔内，点火器将燃料点燃，环形燃烧腔内产生高温膨胀气体由环形喷出口向加速喷射管内喷出，带动加速喷射管入口段空气进入渐缩段，混合后的空气被加速并从渐阔段喷出，对发动机主体产生反推力。本发明无活动部件、重量轻，适合重载及轻载荷无人机使用；其成本远低于目前的涡扇发动机或航空电动机、续航持久、无活动部件、维护简单、燃料经济性好（燃料采用甲醇或乙醇或汽油）。主体结构采用碳陶复合材料，无强迫冷却系统，大大减轻了发动机自重，该发动机解决了无人机续航时间短，燃料燃烧成本高、自重大的问题。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

具体实施方式

如图1所示的航空发动机，设有呈套筒状的外壳体4，外壳体4前部的内壁上设有环形燃烧槽3，外壳体4内设有可前后调节的喷出口调节筒5，喷出口调节筒5前部外侧与环形燃烧槽3的内壁围成环形燃烧腔；喷出口调节筒经螺纹与环形燃烧槽后侧的外壳体内壁密封连接。喷出口调节筒5内设有呈文丘里管状的加速喷射管6，加速喷射管由前部的入口段14、中部的渐缩段8和后部的渐阔段9组成，其内侧壁的轮廓满足冯·卡门曲线。加速喷射管6前端部的外侧壁与喷出口调节筒5前端部内侧壁密封固定连接，从图中可以看出，二者一体制成；环形燃烧槽3前方的外壳体4上设有与加速喷射管6前端的环形面相对的喷出口挡环1，喷出口挡环1与外壳体一体制成，环形燃烧槽3前端内壁和喷出口挡环1后侧壁上（与加速喷射管前端的环形面相对侧处）设有弧形导流壁，加速喷射管前端（加速喷射管前端也是喷出口调节筒前端）位于弧形导流壁后侧内，加速喷射管前端和弧形导流壁间设有位于加速喷射管前端内、向加速喷射管内（加速喷射管的后方）喷出的环形喷出口2，环形喷出口2喷出的高压气体的方向与加速喷射管轴线呈30-60°夹角；优选40-50°夹角。如图所示，弧形导流壁整体呈圆环状弧形槽，弧形槽呈向前凹入的半圆状，加速喷射管前端的环形面位于弧形槽内，环形燃烧槽内的高压气体由加速喷射管前端与弧形槽间的缝隙（环形喷出口）喷出后，经弧形槽下部导向后与加速喷射管轴线呈30-60°夹角的向后喷射。加速喷射管6前方的外壳体上设有空气吸入口10，空气吸入口10呈小口径端位于加速喷射管前端内的喇叭状，加速喷射管中部的最小内径为空气吸入口最小内径的0.2-0.5倍，优选0.25-0.35倍；加速喷射管后端内径为空气吸入口最小内径的0.5-0.9倍，优选0.6-0.8倍。外壳体上设有与环形燃烧腔连通的燃料入口11、空气或氧气入口13和点火口12；喷出口调节筒后部螺纹连接有安装法兰7，安装法兰7与外壳体经螺栓固定连接；喷出口调节筒上与环形燃烧槽后侧的外壳体内壁密封连接的螺纹的螺距与喷出口调节筒后部与定位法兰连接的螺纹的螺距不同，定位法兰可将喷出口调节筒锁紧在外壳体内，避免由于震动其在外壳体内不受控制的前后移动而改变环形喷出口的大小。

本发明中所述的外壳体、加速喷射管由密度低、耐高温、耐磨、耐蚀，弹性模量高、韧性良好的材料制成。如碳纤维陶瓷复合材料中的碳纤维增强碳化硅复合材料、碳纤维增强二氧化锆复合材料和碳纤维增强二氧化铪复合材料等。

本发明中所述的环形喷出口的截面积为空气吸入口最小截面积的0.03-0.1倍，优选0.06-0.08倍。

本发明在使用时，燃料入口经燃料控制装置（阀门或燃料泵）与燃料供给装置（高压燃料罐或燃料箱）相连，气体入口经气体控制装置（阀门或气泵）与氧气供给装置（氧气罐或空气）相连，点火口上安装点火器（火花塞）。燃料控制装置将燃料供给装置内的燃料由燃料入口输入环形燃烧腔内，气体控制装置将氧气或含氧的气体由气体入口输入环形燃烧腔内，点火器将燃料点燃，环形燃烧腔内产生高温膨胀气体由环形喷出口向加速喷射管内（由前至后）喷出，带动加速喷射管入口段空气进入渐缩段，混合后的空气被加速并从渐阔段喷出，对发动机主体产生反推力。

本发明的工作原理：根据流体力学连续方程，其中ρ为空气密度、t为时间U为流速。空气在拉瓦喷管腔体流速、流量满足连续性方程。燃烧室1产生的高温气体膨胀，从环形狭缝2喷进入口段3，带动入口段3***空气进入渐缩段4，混合后的空气被加速并从渐阔段5喷出（如图1所示）。根据动量守恒，喷出的冷热混合空气的动量M=mV，其中m为单位时间喷出的空气质量，V为喷出的空气速度。该动量产生的反推力为：。由于该亚音速动量航空发动机的整体重量比相同推力的活塞式发动机或电机驱动桨叶发动机轻约58%，其综合比推力（其中m₀为发动机整体质量），将比传统发动机高约62%。

选用将纯度85%的标准甲醇燃料，预热至55℃后，以45-60ml/min的输送速度由燃料入口输入，同时在气体入口输入足够的氧气，点火器点燃后，本发明产生瞬时最大推力670N。甲醇燃烧焓为726.55KJ/mol, 产生有效功率约20KW。热效率：35%，比活塞式发动机提高8-10%。比推力是活塞发动机的4-6.5倍。

本发明无活动部件、重量轻，适合重载及轻载荷无人机使用；其成本远低于目前的涡扇发动机（或航空电动机）、续航持久、无活动部件、维护简单、燃料经济性好（燃料采用甲醇或乙醇或汽油）。主体结构采用碳陶复合材料，无强迫冷却系统，大大减轻了发动机自重，该发动机解决了无人机续航时间短，燃料燃烧成本高、自重大的问题。