[发明专利]一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器

说明书

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。

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：