[发明专利]一种大推重比发动机

说明书

技术领域：

本发明涉及一种大推重比发动机，该超机动飞行器用于航空航天中。

背景技术：

目前，航空航天中使用的飞行器的涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的涡轮或叶轮盘或叶片的受力面均采用单一平面或曲面，该种结构阻力大，抗破坏强度差，尤其在高速运动时所消耗或浪费的动力非常大，按照目前的动力学原理，已经无法适应超高速运动的需要，当高速运动的物体为单一结构时其所受到的阻力波形成为一个结构最完美，强度最大的阻力体，因此所受到的阻力也最大，只有将阻力体结构打破，通过增加或减小涡轮或叶轮盘或叶片的受理方才能有效的提高涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的燃料利用率或提高推重比。

发明内容：

本发明就是鉴于上述的问题而提出的，以提供一种新型的大推重比发动机为目的，该种大推重比发动机效率高，阻力小，燃料利用率高，推重比大，节能效果显著，对机械设备的破坏力大幅下降。

为了达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

一种大推重比发动机，发动机主动旋转吸入的涡轮的叶片或叶轮盘的叶片的旋转方向的前端有至少一个受力边，和至少一个受力面，发动机的涡轮的叶片或叶轮盘的叶片经轴旋转带动涡轮的叶片或叶轮盘的叶片旋转，凹口经流体流过产生湍流作用形成为主动湍流凹口，主动湍流凹口呈开口向后设置成凹槽分布在叶片的受力面上，

其特征在于，凹口呈开口向后逐渐放大状的凹槽分布在叶片的受力面上；

流体在凹槽中以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力，凹槽受力形成为主动湍流槽；

在主动湍流槽的底部设置有从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼。

一种大推重比发动机，发动机被动旋转的涡轮的叶片的旋转方向的前端有至少一个受力边，和至少一个受力面，发动机的涡轮的叶片受流体作用被带动叶片旋转，经旋转的叶片带动联接或一体设置的轴旋转，旋转的叶片在旋转方向的前端叶片的受力边上设置有至少一个凹口，凹口呈开口向后逐渐缩小有出口状或阶梯状逐渐缩小至封闭状的凹槽的侧壁在旋转方向上向后开口由大至小的设置使得湍流能更多的在凹槽中积聚，使叶片在被动旋转时受到流体向后最大的推力，

其特征在于，所属凹槽分布在叶片的受力面上；

流体在凹槽中以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力，凹槽受力形成为被动湍流槽；

在被动湍流槽的底部设置有从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼。

优选地，在所述的主动湍流凹口或被动湍流凹口或湍流凹口是在涡轮或叶轮盘的叶片上旋转方向前端叶片的受力边上将直线或直面或曲线或曲面上设置凹口，打破原有的受力边的受力结构和受力方式。

优选地，在所述的主动湍流槽或被动湍流槽或环状湍流槽是在涡轮或叶轮盘的叶片上旋转方向前端叶片的受力面上将直面或曲面上设置主动湍流槽或被动湍流槽或环状湍流槽，改变原有的受力面的受力面积和受力方向。

优选地，在所述的大推重比发动机的涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的燃烧室或尾喷管上设置有至少一个凹口，凹口经流体流过产生湍流作用形成为湍流凹口，湍流凹口呈开口向后延伸或逐渐放大状的凹槽分布在燃烧室或尾喷管内壁的受力面上，流体在凹槽中受凹槽影响以湍流的方式流动形成湍流能并对凹槽的侧壁形成流体的反向推力作用，凹槽受力形成为至少一个湍流槽，或湍流槽的底部设置成阶梯状的湍流槽或在湍流槽的底部设置有脊状从凹口中心处附近沿湍流槽中心线凸起向湍流槽两侧壁底部倾斜的脊状凸起的翼。

优选地，在所述的大推重比发动机，各种涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的涡轮或叶轮盘的叶片的旋转方向的前端受力边上设置有至少一个凹口，凹口经流体流过产生湍流作用形成有至少一个湍流凹口，湍流凹口呈开口向后设置有至少一个凹槽分布在叶片的受力面上形成有至少一个湍流槽，湍流槽的底部设置的脊状从凹口中心处附近眼湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼，使流体沿脊状从凹口中心处附近眼湍流槽中心线凸起的两侧向下倾斜的脊状凸起的翼的两侧作用于湍流槽的两侧壁，并形成有推力。

优选地，在所述的大推重比发动机，涡轮发动机或喷气发动机或涡轮喷气发动机的主动旋转的涡轮或叶轮盘的叶片是动力装置经传动装置带动涡轮或叶轮盘和叶片旋转，并对流体产生作用的，使流体按叶片旋转所产生的流场运动的。