[实用新型]大推力飞行器发动机

说明书

技术领域

本实用新型涉及喷射推进领域，尤其涉及一种飞行器发动机。

背景技术

飞行器发动机（所谓飞行器发动机是指一切通过气体或流体喷射获得推力的发动机）由于其喷射速度往往远远大于其飞行速度而且在许多情况下，喷射速度很大，而喷射的质量流量很小，这不仅严重影响了这类发动机的效率，而且也严重影响了这类发动机的推力。为了克服这一缺点，人们发明了涡扇发动机和涡桨发动机等。但是，这类发动机需要动力涡轮对风扇等叶轮机构输出动力，这就大幅度增加了发动机的涡轮负荷，发动机的造价和技术要求会因此而大幅度提高。如果能够找到一种技术方案，通过更简洁的方式提高飞行器发动机的效率和推力，将具有划时代的意义。

实用新型内容

为了实现上述目的，本实用新型的技术方案如下：

一种大推力飞行器发动机，包括飞行器发动机和射流泵，所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道设为所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴，或所述飞行器发动机的飞行器发动机喷射通道与所述射流泵的射流泵高压动力流体喷嘴连通，所述射流泵与所述飞行器发动机连接，所述射流泵的射流泵流体出口设为喷气动力推进喷管，或所述射流泵的射流泵流体出口设为与喷气动力推进喷管对接连通。

所述射流泵的射流泵流体出口连续喷射出的气体的质量流量与气体的喷射速度的乘积大于由所述飞行器发动机喷射通道直接进行连续喷射时所能得到的喷射气体的质量流量与喷射速度的乘积。

所述飞行器发动机设为火箭发动机、涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轮轴发动机、冲压发动机、鱼雷喷气发动机、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、水下螺旋桨发动机或导弹发动机。

所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道和燃烧室工质喷射管构成，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，所述射流泵的射流泵低压流体入口与所述燃烧室进气道连通。

所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道、压气机和燃烧室工质喷射管构成，所述压气机的压气机压缩气体出口与所述燃烧室进气道连通，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，在所述压气机和所述燃烧室之间上设压缩气体导出口，所述压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。

所述飞行器发动机设为由燃烧室、燃烧室进气道、压气机和燃烧室工质喷射管构成，所述压气机设为多级压气机；所述压气机的压气机压缩气体出口与所述燃烧室进气道连通，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，在所述压气机的级间工质出口上设压缩气体导出口，所述压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。

所述飞行器发动机设为涡扇发动机，所述涡扇发动机的外涵道的外涵道气体出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通，或在所述涡扇发动机的风扇后的所述外涵道上设外涵道压缩气体导出口，所述外涵道压缩气体导出口与所述射流泵的射流泵低压流体入口连通。

所述大推力飞行器发动机设置在旋转结构体上。

所述射流泵的射流泵外管设为可拆卸式和/或可拆分式。

所述射流泵高压动力流体喷嘴在所述射流泵的射流泵外管内轴线上的位置设为可调式。

所述射流泵的射流泵外管设为直管。

在一个所述飞行器发动机上设置两个以上所述飞行器发动机喷射通道，以缩小所述飞行器发动机喷射通道的直径。

所述射流泵高压动力流体喷嘴与所述射流泵的喉口的距离大于10cm。

一种提高所述大推力飞行器发动机效率和环保性的方法，调整即将开始做功的气体工质的温度到2000K以下，调整即将开始做功的气体工质的压力到15MPa以上，使即将开始做功的气体工质的温度和压力符合类绝热关系。

本实用新型中，所谓飞行器发动机是指一切通过气体或液体喷射或通过液体流动获得推力的发动机，例如火箭发动机、冲压发动机、涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡桨发动机、涡轮轴发动机、喷水推进发动机、蒸汽推进发动机、鱼雷喷气发动机、水下螺旋桨发动机、导弹发动机等；所谓飞行器是指由喷射推进的运动体，例如在大气层内飞行的飞行器、需要穿越大气层的航天器、在海洋中行驶的物体（如鱼雷、舰船等）。

本实用新型中，所谓液体流动是指在液体螺旋桨以及设置在液体螺旋桨外的导流管的作用下产生的液体流动；所谓的水下螺旋桨发动机是指由液体螺旋桨以及设置在液体螺旋桨外的导流管构成的能够获得推进力的机构，本实用新型中将所述水下螺旋桨发动机中的导流管设为所述飞行器发动机喷射通道。