專利名稱：航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種發(fā)動(dòng)機(jī)，特別涉及一種航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。
技術(shù)背景目前在航空器中所使用的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)都是渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，加工 難度高、笨重、噪音大、假如有異物進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)將嚴(yán)重?fù)p害造成事故；高速旋轉(zhuǎn)的渦輪造成 發(fā)動(dòng)機(jī)高溫；當(dāng)渦輪旋轉(zhuǎn)到一定限時(shí)，渦輪會(huì)對(duì)前方造成阻力不能加速；渦輪噴氣式發(fā)動(dòng) 機(jī)一般都是圓形不能根據(jù)需要改變形狀。而且，航空器中所使用的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)都是前端 為發(fā)動(dòng)機(jī)后端為燃料噴射器，由燃料噴射器產(chǎn)生推動(dòng)力，克服地球的引力，以及空氣的阻 力，推動(dòng)航空器升空或飛行，不能主動(dòng)利用空氣的流體特性，使飛行器減少空氣阻力。 發(fā)明內(nèi)容本實(shí)用新型的目的就是針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種加工簡(jiǎn)單、輕 巧、噪音小、有小異物進(jìn)入損害不大，無高速運(yùn)轉(zhuǎn)機(jī)械的航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本實(shí)用新型采用如下技術(shù)方案 —種航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，包括圓筒式發(fā)動(dòng)機(jī)外殼，其特征在于；發(fā)動(dòng)機(jī) 外殼的前端內(nèi)側(cè)為喇叭形進(jìn)氣口 ，發(fā)動(dòng)機(jī)外殼的后端為漏斗形排氣口 ，在進(jìn)氣口和排氣口 之間為燃燒室；在燃燒室中均布有至少兩套噴射燃燒裝置，噴射燃燒裝置固定連接在燃燒 室內(nèi)側(cè)壁上，噴射燃燒裝置中的油氣噴嘴朝向排氣口，噴射燃燒裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)外殼外部的 輸油泵連通；進(jìn)氣口 、燃燒室、排氣口依次形成貫通的推進(jìn)氣流通道。 由于采用了上述技術(shù)方案，噴射燃燒裝置的高溫燃料暴燃向后噴射排出，產(chǎn)生向 前的推力，同時(shí)，由于進(jìn)氣口、燃燒室、排氣口依次形成貫通的推進(jìn)氣流通道，在燃料在燃燒 時(shí)會(huì)帶走大量空氣從推進(jìn)氣流通道排出，前方形成真空，產(chǎn)生吸力，這兩個(gè)力同時(shí)推動(dòng)噴氣 式發(fā)動(dòng)機(jī)形成向前運(yùn)動(dòng)的合力，增強(qiáng)了航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的推動(dòng)力。而且，由于 前方形成真空，減小了航空器前方的空氣的阻力，進(jìn)而提高航空器的升空或飛行的速度，以 及在取得相同加速度的前提下，使用更少的燃料，消耗更少的能源，在攜帶相同重量燃料的 情況下，可以飛行更遠(yuǎn)的距離。由于沒有運(yùn)轉(zhuǎn)機(jī)械，因此可以根據(jù)需要改變形狀，適用范圍 廣。 優(yōu)選的，所述的噴射燃燒裝置由油氣噴嘴、連接有噴油嘴的高壓油管、高壓氣管、 加熱器、火花塞組成，高壓油管的一端與輸油泵連通，高壓油管的一端連接有噴油嘴，噴油 嘴置于高壓氣管的尾端內(nèi)部，高壓氣管的尾端由排氣口的方向向進(jìn)氣口延伸，在接近進(jìn)氣 口處向后彎折，高壓氣管向后彎折的尾端與油氣噴嘴連接，油氣噴嘴朝向排氣口，火花塞設(shè) 在油氣噴嘴的噴口處；在高壓油管、高壓氣管的外部設(shè)有加熱器，加熱器固定連接在燃燒室 的內(nèi)壁，加熱器與電源連接。 加熱器用于加熱高壓油管中的燃料，以及使經(jīng)噴油嘴噴射到高壓氣管中的霧狀燃
料，達(dá)到燃料的著火點(diǎn)，從油氣噴嘴噴出與空氣混合，由火花塞點(diǎn)燃，燃料在燃燒室內(nèi)產(chǎn)生
爆燃，將廢氣從排氣管排出產(chǎn)生向前的推力，同時(shí)燃料爆燃時(shí)消耗大量的氧氣，使航空器用
自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的前方形成真空，達(dá)到了減少空氣阻力，提高飛行速度的目的。 進(jìn)一步優(yōu)選的，所述的加熱器為圓管形，高壓油管、高壓氣管穿過加熱器為圓管形
的中部，置于加熱器中。圓管形加熱器加熱均勻，保溫效果好，結(jié)構(gòu)可靠性高，不易損壞。
3[0010] 本實(shí)用新型航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的有益效果是，加工簡(jiǎn)單、輕巧、有小異
物進(jìn)入損害不大、噪音小，可以根據(jù)需要改變形狀，使用更少的燃料，消耗更少的能源，在攜 帶相同重量燃料的情況下，可以飛行更遠(yuǎn)的距離。

圖1是本實(shí)用新型的結(jié)構(gòu)示意圖； 圖2是圖1中的A-A剖視圖。
具體實(shí)施方式
以下結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步的說明，但并不因此將本實(shí) 用新型限制在所述的實(shí)施例范圍之中。 參見圖l，一種航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，包括圓筒式發(fā)動(dòng)機(jī)外殼l，其特征 在于；發(fā)動(dòng)機(jī)外殼1的前端內(nèi)側(cè)為喇叭形進(jìn)氣口 ll，發(fā)動(dòng)機(jī)外殼1的后端為漏斗形排氣口 12，在進(jìn)氣口 ll和排氣口 12之間為燃燒室2;在燃燒室2中均布有至少兩套噴射燃燒裝置 3，噴射燃燒裝置3固定連接在燃燒室2內(nèi)側(cè)壁上，噴射燃燒裝置3中的油氣噴嘴31朝向排 氣口 12，噴射燃燒裝置3與發(fā)動(dòng)機(jī)外殼1外部的輸油泵4連通；進(jìn)氣口 11、燃燒室2、排氣 口 12依次形成貫通的推進(jìn)氣流通道。 參見圖1、圖2，所述的噴射燃燒裝置3由油氣噴嘴31、連接有噴油嘴33的高壓油 管32、高壓氣管34、加熱器35、火花塞36組成，高壓油管32的一端與輸油泵4連通，高壓油 管32的一端連接有噴油嘴33，噴油嘴33置于高壓氣管34的尾端內(nèi)部，高壓氣管34的尾端 由排氣口 12的方向向進(jìn)氣口 ll延伸，在接近進(jìn)氣口 11處向后彎折，高壓氣管34向后彎折 的尾端與油氣噴嘴31連接，油氣噴嘴31朝向排氣口 12，火花塞36設(shè)在油氣噴嘴31的噴口 處；在高壓油管32、高壓氣管34的外部設(shè)有加熱器35，加熱器35固定連接在燃燒室2的內(nèi) 壁，加熱器35與電源連接。圖1中火花塞36的電源線361 、加熱器35的電源線351分別與 電源連接。 參見圖2，所述的加熱器35為圓管形，高壓油管32、高壓氣管34穿過加熱器35為 圓管形的中部，置于加熱器35中。 雖然結(jié)合了附圖描述了本實(shí)用新型的實(shí)施方式，但本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員可以在
所附權(quán)利要求的范圍內(nèi)作出各種變形或修改。 工作原理 啟動(dòng) 利用電源將加熱器35進(jìn)行預(yù)熱，再啟動(dòng)輸油泵4，將燃料高壓輸入到高壓油管5， 預(yù)熱后的加熱器35就會(huì)加熱高壓油管32內(nèi)的燃料，高溫高壓燃料再通過噴油嘴33霧化， 高壓氣管34將霧化的燃料繼續(xù)加熱，使燃料達(dá)到高溫，連續(xù)不斷的燃料供應(yīng)使高溫氣體燃 料從油氣噴嘴31噴出，與空氣混合，火花塞36將噴出的燃料點(diǎn)燃，不斷燃燒的燃料再使加 熱器35升溫，使加熱器35保持高溫，此時(shí)就可以停止加熱器35的電源供應(yīng)，利用自身接收
的熱量提供熱量。 工作 啟動(dòng)完備后，加大輸油量使油氣噴嘴31噴出的燃料形成高壓，已經(jīng)被點(diǎn)燃的燃料 會(huì)支持噴出的高溫燃料繼續(xù)燃燒，高速噴出的燃料在燃燒室2爆燃后會(huì)將廢氣從排氣管12 排出，在這個(gè)過程中高溫燃料燃燒時(shí)會(huì)將燃燒室2中的大量空氣帶走，使燃燒室2形成真 空，為了補(bǔ)助這個(gè)真空點(diǎn)進(jìn)氣口 11也會(huì)減壓形成真空，前方的空氣阻力減小，高溫燃料爆 燃向后排出產(chǎn)生向前的推力，前方形成真空產(chǎn)生吸力，這兩個(gè)力都是推動(dòng)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)向
4前運(yùn)動(dòng)的力。 熄火 將燃料斷開停止輸油，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的余油會(huì)繼續(xù)燃燒到停止，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的加熱器 35自然冷卻。
權(quán)利要求一種航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，包括圓筒式發(fā)動(dòng)機(jī)外殼(1)，其特征在于；發(fā)動(dòng)機(jī)外殼(1)的前端內(nèi)側(cè)為喇叭形進(jìn)氣口(11)，發(fā)動(dòng)機(jī)外殼(1)的后端為漏斗形排氣口(12)，在進(jìn)氣口(11)和排氣口(12)之間為燃燒室(2)；在燃燒室(2)中均布有至少兩套噴射燃燒裝置(3)，噴射燃燒裝置(3)固定連接在燃燒室(2)內(nèi)側(cè)壁上，噴射燃燒裝置(3)中的油氣噴嘴(31)朝向排氣口(12)，噴射燃燒裝置(3)與發(fā)動(dòng)機(jī)外殼(1)外部的輸油泵(4)連通；進(jìn)氣口(11)、燃燒室(2)、排氣口(12)依次形成貫通的推進(jìn)氣流通道。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于所述的噴射燃 燒裝置(3)由油氣噴嘴(31)、連接有噴油嘴(33)的高壓油管(32)、高壓氣管(34)、加熱器 (35)、火花塞(36)組成，高壓油管(32)的一端與輸油泵(4)連通，高壓油管(32)的一端連 接有噴油嘴(33)，噴油嘴(33)置于高壓氣管(34)的尾端內(nèi)部，高壓氣管(34)的尾端由排 氣口 (12)的方向向進(jìn)氣口 (11)延伸，在接近進(jìn)氣口 (11)處向后彎折，高壓氣管(34)向后 彎折的尾端與油氣噴嘴(31)連接，油氣噴嘴(31)朝向排氣口 (12)，火花塞(36)設(shè)在油氣 噴嘴(31)的噴口處；在高壓油管(32)、高壓氣管(34)的外部設(shè)有加熱器(35)，加熱器(35) 固定連接在燃燒室(2)的內(nèi)壁，加熱器(35)與電源連接。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于所述的加熱器 (35)為圓管形，高壓油管(32)、高壓氣管(34)穿過加熱器(35)為圓管形的中部， 于加熱 器(35)中。
專利摘要本實(shí)用新型公開了一種航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，包括圓筒式發(fā)動(dòng)機(jī)外殼，其特征在于；發(fā)動(dòng)機(jī)外殼的前端內(nèi)側(cè)為喇叭形進(jìn)氣口，發(fā)動(dòng)機(jī)外殼的后端為漏斗形排氣口，在進(jìn)氣口和排氣口之間為燃燒室；在燃燒室中均布有至少兩套噴射燃燒裝置，噴射燃燒裝置固定連接在燃燒室內(nèi)側(cè)壁上，噴射燃燒裝置中的油氣噴嘴朝向排氣口，噴射燃燒裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)外殼外部的輸油泵連通；進(jìn)氣口、燃燒室、排氣口依次形成貫通的推進(jìn)氣流通道。本實(shí)用新型航空器用自吸式噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的有益效果是，加工簡(jiǎn)單、輕巧、有小異物進(jìn)入損害不大、噪音小，可以根據(jù)需要改變形狀，使用更少的燃料，消耗更少的能源，在攜帶相同重量燃料的情況下，可以飛行更遠(yuǎn)的距離。
文檔編號(hào)F02K7/00GK201461131SQ20092012781
公開日2010年5月12日 申請(qǐng)日期2009年6月30日 優(yōu)先權(quán)日2009年6月30日
發(fā)明者杜春平 申請(qǐng)人:杜春平