本發(fā)明涉及動(dòng)力技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及組合發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

背景技術(shù)：

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣口利用涵道截面積的變化，使超音速氣流在迎風(fēng)面產(chǎn)生巨大的流體阻力而降低至亞音速，才能使燃燒室內(nèi)的燃料點(diǎn)火燃燒，巨大的流體阻力巳嚴(yán)重影響飛行器的運(yùn)動(dòng)速度和產(chǎn)生很大的能源消耗。

另外，在一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)同時(shí)實(shí)現(xiàn)多種模式燃燒，使飛機(jī)從起飛、低速、亞音速、跨音速、超音速、高超音速都能保持穩(wěn)定運(yùn)行，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)未來(lái)的發(fā)展非常重要。

另外，在發(fā)動(dòng)機(jī)中空殼體的通道內(nèi)的流體分布狀態(tài)的公知常識(shí)為：內(nèi)層為快速層、外層流為慢速層；中空殼體的通道周圍內(nèi)壁與高速運(yùn)動(dòng)的流體之間產(chǎn)生的摩擦力，使發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力大量消耗在克服流體阻力中，從而增加飛行器更大的能源消耗。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)上述問(wèn)題，本發(fā)明與傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體內(nèi)的流體分布的公知常識(shí)相反：外層為快速層、內(nèi)層流為慢速層；內(nèi)外層之間產(chǎn)生向內(nèi)的壓力與殼體內(nèi)產(chǎn)生向外方向的壓力相反、而相互抵消；而相互抵消的壓力為多少、就減少多少流體阻力、就節(jié)約多少能源，這是一一對(duì)應(yīng)的相互關(guān)系。

本發(fā)明與公知常識(shí)中沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在迎風(fēng)面上的進(jìn)氣涵道的截面積變化不同；本發(fā)明不需要進(jìn)氣涵道的截面積變化，而通過(guò)內(nèi)外層通道把超音速的流體降低到亞音速使燃料很容易點(diǎn)火燃燒。

本發(fā)明提供一種飛機(jī)從起飛、低速、亞音速、跨音速、超音速、都能保持穩(wěn)定運(yùn)行節(jié)能的組合發(fā)動(dòng)機(jī)；以及提供一種節(jié)能的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是：

1、提供減小發(fā)動(dòng)機(jī)中空殼體內(nèi)部流體阻力以達(dá)到節(jié)能目的的組合發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

2、通過(guò)內(nèi)外兩層不同流速的通道把超音速的流體減速到亞音速的狀態(tài)中、提供很容易使燃料點(diǎn)火燃燒的組合發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

為了解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：

一種組合發(fā)動(dòng)機(jī)，包括容納在殼體內(nèi)的壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪機(jī)，所述殼體內(nèi)部設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道和第二流體通道分別通過(guò)各自的通氣口與所述殼體內(nèi)部相通，流體流經(jīng)所述第一流體通道的流速大于流經(jīng)所述第二流體通道的流速。

本發(fā)明還涉及一種組合發(fā)動(dòng)機(jī)，包括容納在殼體內(nèi)的壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪機(jī)，所述殼體和殼體向外延伸部分的殼體內(nèi)部設(shè)有與外部相通的第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道內(nèi)設(shè)有凹凸擾流面或螺旋擾流面，所述第一流體通道的流速大于第二流體通道的流速，所述殼體向外延伸部分的殼體為進(jìn)氣涵道。

本發(fā)明還涉及一種沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括殼體和擾流塊，在殼體的前端與擾流塊之間形成亞燃進(jìn)氣道，在所述擾流塊內(nèi)部設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道和第二流體通道分別通過(guò)各自的通氣口與外界相通，流體流經(jīng)所述第一流體通道的流速大于流經(jīng)所述第二流體通道的流速，所述第二流體通道后部設(shè)有與外界相通的燃燒室。

本發(fā)明還涉及一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括殼體，所述殼體上分別設(shè)有亞燃進(jìn)氣道和超燃進(jìn)氣道；所述殼體內(nèi)部還設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道和第二流體通道分別通過(guò)各自的通氣口與殼體內(nèi)部相通，流體流經(jīng)所述第一流體通道的流速大于流經(jīng)所述第二流體通道的流速，所述第二流體通道后部設(shè)有與外界相通的燃燒室。

本發(fā)明的有益效果在于：

1、在發(fā)動(dòng)機(jī)的中空殼體內(nèi)部設(shè)第一流體通道和第二流體通道，利用兩個(gè)流體通道中流體流速不同產(chǎn)生的壓力差來(lái)減小中空殼體內(nèi)部的流體阻力。

2、在亞燃通道和超燃通道的第二流體通道后部設(shè)有燃燒室，燃燒室在慢流速度狀態(tài)中很容易打火燃燒，并保障其安全性和穩(wěn)定性。

3、在一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)同時(shí)實(shí)現(xiàn)多種模式燃燒，使飛機(jī)從起飛、低速、亞音速、跨音速、超音速都能保持穩(wěn)定運(yùn)行，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)未來(lái)的發(fā)展非常重要。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明實(shí)施例一、實(shí)施例二和實(shí)施例三中組合發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例四和實(shí)施例五中超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。

標(biāo)號(hào)說(shuō)明：

1、殼體；2、燃燒室；3、第一流體通道；4、第二流體通道；5、多級(jí)渦輪機(jī)；6、多級(jí)壓氣機(jī)；7、轉(zhuǎn)軸；8、擾流塊；101、流體入口；102、流體出口；103、第一導(dǎo)入口；104、第二導(dǎo)入口；105、第一導(dǎo)出口；106、第二導(dǎo)出口；107、第一通氣孔；108、第二通氣孔；109、通氣管；110、第三通氣孔；111、第四通氣孔；112、控制裝置；113、擾流裝置；114、障礙物；115、燃料噴口；201、進(jìn)氣通道；202、亞燃進(jìn)氣道；203、超燃進(jìn)氣道；204、亞燃噴口；205、超燃噴口；206、控件；221、內(nèi)層燃燒室；222、多孔隔板。

具體實(shí)施方式

為詳細(xì)說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容、所實(shí)現(xiàn)目的及效果，以下結(jié)合實(shí)施方式并配合附圖予以說(shuō)明。

本發(fā)明最關(guān)鍵的構(gòu)思在于：利用內(nèi)外兩層流體通道中流體流速不同產(chǎn)生的壓力差來(lái)減小中空殼體內(nèi)部的流體阻力；并在低流速的第二流體通道后部設(shè)有燃燒室，燃燒室在低流速度狀態(tài)中很容易打火燃燒。

請(qǐng)參照?qǐng)D1，一種組合發(fā)動(dòng)機(jī)，包括容納在殼體內(nèi)的壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪機(jī)，所述殼體內(nèi)部設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道和第二流體通道分別通過(guò)各自的通氣口與所述殼體內(nèi)部相通，流體流經(jīng)所述第一流體通道的流速大于流經(jīng)所述第二流體通道的流速。

從上述描述可知，本發(fā)明的有益效果在于：在發(fā)動(dòng)機(jī)的中空殼體內(nèi)部設(shè)第一流體通道和第二流體通道，利用兩個(gè)流體通道中流體流速不同產(chǎn)生的壓力差來(lái)減小中空殼體內(nèi)部的流體阻力，

進(jìn)一步的，在所述第二流體通道后部設(shè)有與外界相通的燃燒室，所述第二流體通道后部與內(nèi)層燃燒室之間設(shè)有多孔隔板。

進(jìn)一步的，所述第一流體通道內(nèi)設(shè)有用于延長(zhǎng)流體流經(jīng)路徑的擾流裝置，所述擾流裝置包括凹凸擾流面或螺旋形擾流面；所述第二流體通道內(nèi)設(shè)有用于減緩流體流速的障礙物。

由上述描述可知，設(shè)擾流裝置的目的是為了最終增大了第一流體通道內(nèi)的流速，減小通道內(nèi)的壓力；設(shè)障礙物的目的是為了減小第二流體通道內(nèi)的流體速度，增大通道內(nèi)的壓力。

進(jìn)一步的，所述第一流體通道和第二流體通道分別設(shè)有與殼體內(nèi)部相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口，所述第一流體通道導(dǎo)入口的面積大于所述第二流體通道導(dǎo)入口的面積，所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口處設(shè)有控制氣流開(kāi)啟、關(guān)閉或流向的控制裝置。

由上述描述可知，第一流體通道的導(dǎo)入口較大，殼體內(nèi)的流體更容易進(jìn)入，并且進(jìn)入第一流體通道的流體流速更大；在導(dǎo)入口和導(dǎo)出口設(shè)置控制裝置以控制氣流的大小的方向，可使得第一流體通道和第二流體通道內(nèi)的流體流速之差進(jìn)一步增大。

進(jìn)一步的，所述第一流體通道上設(shè)有兩個(gè)以上第一通氣孔與殼體的內(nèi)部相通，所述第二流體通道上設(shè)有兩個(gè)以上第二通氣孔與第一流體通道相通，和/或所述第二流體通道通過(guò)一個(gè)以上通氣管與殼體的內(nèi)部相通，所述第一通氣孔的面積大于所述第二通氣孔和通氣管的面積。

由上述描述可知，第一通氣孔的面積大于第二通氣孔和通氣管的面積，使得流體更易進(jìn)入第一流體通道，并且進(jìn)入第一流體通道的流體的流速更大。

請(qǐng)參照?qǐng)D1，一種組合發(fā)動(dòng)機(jī)，包括容納在殼體內(nèi)的壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪機(jī)，所述殼體和殼體向外延伸部分的殼體內(nèi)部設(shè)有與外部相通的第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道內(nèi)設(shè)有凹凸擾流面或螺旋擾流面，所述第一流體通道的流速大于第二流體通道的流速，所述殼體向外延伸部分的殼體為進(jìn)氣涵道。

由上述描述可知：中空殼體和向外延伸部分的殼體為飛行器的進(jìn)氣涵道，利用第一流體通道和第二流體通道中流體流速不同，而產(chǎn)生的壓力差來(lái)減少中空殼體和進(jìn)氣涵道內(nèi)的流體阻力，就可以顯著的減少飛機(jī)行駛中的流體阻力。

進(jìn)一步的，所述第一流體通道上設(shè)有兩個(gè)以上第一通氣孔與殼體的內(nèi)部相通，所述第二流體通道上設(shè)有兩個(gè)以上第二通氣孔與第一流體通道相通，和/或所述第二流體通道通過(guò)一個(gè)以上通氣管與殼體的內(nèi)部相通，所述第一通氣孔的面積大于所述第二通氣孔和通氣管的面積。

由上述描述可知，第一通氣孔的面積大于第二通氣孔和通氣管的面積，使得流體更易進(jìn)入第一流體通道，并且進(jìn)入第一流體通道的流體的流速更快。

請(qǐng)參照?qǐng)D2，一種沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括殼體和擾流塊，所述殼體的前端與擾流塊之間形成亞燃進(jìn)氣道，在所述擾流塊內(nèi)部設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道和第二流體通道分別通過(guò)各自的通氣口與外界相通，流體流經(jīng)所述第一流體通道的流速大于流經(jīng)所述第二流體通道的流速，所述第二流體通道后部設(shè)有與外界相通的燃燒室。

由上述描述可知，在殼體的前端與擾流塊之間形成亞燃進(jìn)氣道，在所述擾流塊內(nèi)部設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，因流速不同而產(chǎn)生壓力差，來(lái)減小中空殼體內(nèi)部的流體阻力，并在低流速的第二流體通道后部設(shè)有燃燒室，燃燒室在低流速度狀態(tài)中很容易打火燃燒。

進(jìn)一步的，所述第一流體通道上設(shè)有兩個(gè)以上第三通氣孔與外界相通，所述第二流體通道通過(guò)兩個(gè)以上第四通氣孔與第一流體通道相通，和/或所述第二流體通道通過(guò)一個(gè)以上通氣管與外界相通，所述第三通氣孔的面積大于所述第四通氣孔和通氣管的面積。

進(jìn)一步的，所述第一流體通道內(nèi)設(shè)有用于延長(zhǎng)流體流經(jīng)路徑的擾流裝置，所述擾流裝置包括凹凸擾流面或螺旋形擾流面；所述第二流體通道為管狀結(jié)構(gòu)，所述第二流體通道內(nèi)設(shè)有用于減緩流體流速的障礙物，所述螺旋形擾流面圍繞在第二流體通道的外部周圍。

請(qǐng)參照?qǐng)D2，一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括殼體，所述殼體上分別設(shè)有亞燃進(jìn)氣道和超燃進(jìn)氣道；所述殼體內(nèi)部還設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，所述第一流體通道和第二流體通道分別通過(guò)各自的通氣口與殼體內(nèi)部相通，流體流經(jīng)所述第一流體通道的流速大于流經(jīng)所述第二流體通道的流速，所述第二流體通道后部設(shè)有與外界相通的燃燒室。

由上述描述可知，在殼體上分別設(shè)有亞燃進(jìn)氣道和超燃進(jìn)氣道；因第一流體通道和第二流體通道流速不同而產(chǎn)生壓力差，來(lái)減小中空殼體內(nèi)部的流體阻力，并在低流速的第二流體通道后部設(shè)有燃燒室，燃燒室在低流速度狀態(tài)中很容易打火燃燒。

進(jìn)一步的，還包括亞燃噴口和超燃噴口，所述亞燃進(jìn)氣道、超燃進(jìn)氣道、亞燃噴口和超燃噴口分別設(shè)有控制氣流開(kāi)啟、關(guān)閉或流向的控件；所述第二流體通道內(nèi)設(shè)有用于減緩流體流速的障礙物。

由上述描述可知，控件的作用是為了控制氣流的大小和角度；所述障礙物用于減緩第二流體通道內(nèi)的流速。

進(jìn)一步的，所述第一流體通道上設(shè)有兩個(gè)以上第三通氣孔與殼體內(nèi)部相通，所述第二流體通道上設(shè)有兩個(gè)以上第四通氣孔與第一流體通道相通，和/或所述第二流體通道通過(guò)一個(gè)以上通氣管與殼體內(nèi)部相通，所述第三通氣孔的面積大于所述第四通氣孔和通氣管的面積。

實(shí)施例一

請(qǐng)參照?qǐng)D1，本發(fā)明的實(shí)施例一為：一種組合式發(fā)動(dòng)機(jī)，包括中空的殼體1的內(nèi)部周圍設(shè)有第一流體通道3和第二流體通道4；中空的殼體1內(nèi)依次容納多級(jí)渦輪機(jī)5、燃燒室2和多級(jí)壓氣機(jī)6，其中多級(jí)壓氣機(jī)6、多級(jí)渦輪機(jī)5與轉(zhuǎn)軸7同軸不同心相連接，所述殼體1的前部設(shè)有流體入口101，殼體1的后部設(shè)有流體出口102。

本實(shí)施例中，第一流體通道3內(nèi)設(shè)有擾流裝置113，用以增大第一流體通道3內(nèi)流體流經(jīng)路徑，所述擾流裝置113包括凹凸于表面的凹凸擾流面或螺旋形擾流面，當(dāng)然也可以是其他形狀的擾流面來(lái)增大流體經(jīng)過(guò)路徑。所述第二流體通道4內(nèi)設(shè)有障礙物114，用以減緩第二流體通道4內(nèi)的流體的流速。

在第一流體通道3上還設(shè)有兩個(gè)以上較大的第一通氣孔107，用于將第一流體通道3和中空殼體1相通；在第二流體通道4上還設(shè)有兩個(gè)以上較小的第二通氣孔108和/或一個(gè)以上較小的通氣管109，所述第二通氣孔108用于將第二流體通道4和第一流體通道3相通；通氣管109用于將第二流體通道4與中空殼體1內(nèi)部相通，通氣管109的橫截面積較小，外界氣流通過(guò)通氣管109進(jìn)入第二流體通道4后其流速大大減小。

因此，第一通氣孔107的通氣面積大于，甚至遠(yuǎn)大于第二通氣孔108和通氣管109的通氣面積，同時(shí)第二流體通道4內(nèi)設(shè)有障礙物114，所以本發(fā)明的第一流體通道3內(nèi)的氣體流速大于，甚至遠(yuǎn)大于第二流體通道4內(nèi)的流速。

另外，在第一流體通道3的前后部上設(shè)有第一導(dǎo)入口103和第一導(dǎo)出口105，在所述第一導(dǎo)入口103和第一導(dǎo)出口105處還可以設(shè)置控制裝置112，用于控制氣流的大小和流向；當(dāng)然也可以不設(shè)導(dǎo)入口和導(dǎo)出口。

本實(shí)施例中，在第二流體通道4的前后部上設(shè)有第二導(dǎo)入口104和第二導(dǎo)出口106，所述第二導(dǎo)入口104的入口面積小于所述第一導(dǎo)入口103的入口面積，在第二導(dǎo)入口104和第二導(dǎo)出口106處設(shè)有控制裝置112，用于控制氣流大小和方向，進(jìn)一步減小第二流體通道4內(nèi)的流體流速。

本實(shí)施例中發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理是：當(dāng)氣流自流體入口101進(jìn)入中空的殼體1之后，經(jīng)過(guò)多級(jí)壓氣機(jī)6、燃燒室2和多級(jí)渦輪機(jī)5，燃料自燃料噴口115噴出后，開(kāi)始燃燒，使得發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室2中空氣溫度和壓力急速地增大，然后這種炙熱的空氣與燃燒產(chǎn)物相混合的氣體，由此產(chǎn)生高溫、高壓、高流速的流體以更大的速度從發(fā)動(dòng)機(jī)的流體出口102噴射出來(lái)產(chǎn)生推動(dòng)力，從而驅(qū)動(dòng)飛行器行駛。

傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的多級(jí)渦輪機(jī)和多級(jí)壓氣機(jī)高速轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，把流體高速拋向中空殼體內(nèi)部周圍的側(cè)壁與高速的流體會(huì)產(chǎn)生較大的摩擦力，而這種摩擦力幾乎是發(fā)動(dòng)機(jī)中空殼體內(nèi)部產(chǎn)生流體阻力的唯一來(lái)源，使發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力大量消耗在克服流體阻力中，從而增加飛行器更大的能源消耗。

本發(fā)明氣流自流體入口101進(jìn)入殼體1內(nèi)經(jīng)過(guò)從流體出口102排出過(guò)程中，同時(shí)流體分別進(jìn)入第一流體通道3和第二流體通道4內(nèi)，其中流體從通氣面積較大的第一導(dǎo)入口103及多個(gè)較大的第一通氣孔107，進(jìn)入設(shè)有延長(zhǎng)流體通過(guò)路徑的擾流裝置113的第一流體通道3內(nèi)使流速加快，再?gòu)牡谝粚?dǎo)出口105排出在中空的殼體1內(nèi)；同時(shí)流體從通氣面積較小的第二導(dǎo)入口104、及較小的第二通氣孔108和/或通氣管109進(jìn)入設(shè)有阻礙流速的障礙物114的第二流體通道4內(nèi)使流速減慢，再?gòu)牡诙?dǎo)出口106排出在中空的殼體1內(nèi)；所以本實(shí)施例中第一流體通道3內(nèi)的氣體流速大于，甚至遠(yuǎn)大于第二流體通道4內(nèi)的流速。

在第一流體通道3內(nèi)按長(zhǎng)度方向，局部或整體設(shè)置擾流裝置113，優(yōu)選在擾流裝置113為螺旋擾流面，使流體一圈又一圈的圍繞第一流體通道3周圍的環(huán)形通道從中經(jīng)過(guò)，從而可以更多的延長(zhǎng)流體通過(guò)的路徑，使第一流體通道3內(nèi)的流速，大于中空殼體1內(nèi)部的流速，更大于第二流體通4內(nèi)部的流速。

顯而易見(jiàn)，螺旋擾流面的特殊結(jié)構(gòu)，很容易大于幾十倍以上流體從第一流體通道3原來(lái)的直線距離中通過(guò)的路徑，從而使內(nèi)、外層通道之間因路徑不同、流速不同而產(chǎn)生幾十倍以上向外方向的壓力差，與通道周圍內(nèi)壁向內(nèi)方向的流體壓力方向相反而相互抵消，相反方向的流體壓力相互抵消多少，就相應(yīng)使流體速度提高多少，從而節(jié)約能源的部分，就轉(zhuǎn)變?yōu)楂@得多少推動(dòng)力來(lái)源。

由于殼體1內(nèi)的＂外層＂為第一流體通道3，其氣流速度大于中空殼體1內(nèi)部的流速，更遠(yuǎn)大于第二流體通道4為＂內(nèi)層＂的氣流速度，所以第二流體通道4內(nèi)的氣體壓力大于中空殼體1內(nèi)、更大于第一流體通道3中的氣體壓力，而第一流體通道3、第二流體通道4和殼體1的內(nèi)部又是彼此相通的，所以內(nèi)外兩層通道之間會(huì)產(chǎn)生向外方向的壓力差，與中空殼體1內(nèi)部的流體所產(chǎn)生向內(nèi)的壓力方向相反，根據(jù)自然規(guī)律兩種相反方向的流體壓力相遇而相互抵消；而在中空殼體1的內(nèi)壁相互抵消的壓力為多少，就減少多少流體阻力，就節(jié)約多少能源，這是一一對(duì)應(yīng)的相互關(guān)系。

而傳統(tǒng)多級(jí)渦輪機(jī)和多級(jí)壓氣機(jī)把流體高速拋向四周，與中空的殼體的內(nèi)壁之間產(chǎn)生的摩擦力是發(fā)動(dòng)機(jī)最大的流體阻力，從而把發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部產(chǎn)生的流體壓力作用在殼體周圍的內(nèi)壁上。因此，傳統(tǒng)公知常識(shí)的通道，包括發(fā)動(dòng)機(jī)的中空殼體內(nèi)流體分布狀態(tài)為：接近內(nèi)壁的內(nèi)層為快速層，逐步向外而減慢流速的外層為慢速層，通過(guò)內(nèi)外層之間流速不同而產(chǎn)生的壓力差，從而把整個(gè)通道內(nèi)的流體壓力引向內(nèi)壁自身而產(chǎn)生極大的流體阻力，使發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力大量消耗在克服流體阻力中，從而增加飛行器更大的能源消耗。

由此發(fā)現(xiàn)本發(fā)明在發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)部的推動(dòng)力來(lái)源如下：

在通道內(nèi)壁的內(nèi)外兩層流體層：如內(nèi)層慢于外層流速，就獲得動(dòng)力來(lái)源；反之，就增大動(dòng)力消耗。

其中內(nèi)外層之間流速相差越大，產(chǎn)生的壓力差就越大；內(nèi)層慢于外層流速多少、就減少流體阻力越多、獲得推動(dòng)力來(lái)源就越多。

反之，內(nèi)層快于外層流速，就增加的流體阻力越多，增加的動(dòng)力消耗更大，這是一一對(duì)應(yīng)的相互關(guān)系。

高壓力向低壓力轉(zhuǎn)移壓力差，就如水向低處流一樣，都是自然規(guī)律。

本發(fā)明與公知常識(shí)相反，內(nèi)層為慢速層、外層流為快速層，通過(guò)內(nèi)外層之間的壓力差來(lái)減少流體阻力，由此獲得推動(dòng)力來(lái)源。

本發(fā)明改變通道內(nèi)流體的壓力方向，把流體與內(nèi)壁之間產(chǎn)生的摩擦力，改變?yōu)橥ǖ纼?nèi)的推動(dòng)力來(lái)源；而內(nèi)外層通道之間產(chǎn)生多少壓力差，就轉(zhuǎn)變?yōu)槎嗌偻苿?dòng)力來(lái)源。

本實(shí)施例中，還可以去掉第二導(dǎo)入口104及第二導(dǎo)出口106使第二流體通道4內(nèi)流體不通暢使其流速減慢；而位于第一流體通道3后面的第二流體通道4，使中空的殼體1內(nèi)的流體經(jīng)過(guò)多個(gè)截面積較小的通氣管109到達(dá)第二流體通道4，使其流速更減慢，與第一流體通道3內(nèi)高速流體之間產(chǎn)生更大的壓力差。

本實(shí)施例中，還可以去掉第一導(dǎo)入口103、第一導(dǎo)出口105、第二導(dǎo)入口104、第二導(dǎo)出口106及控制裝置112；通過(guò)內(nèi)外層通道之間因流速不同也能產(chǎn)生很大的壓力差來(lái)減少流體阻力，同時(shí)使發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單、性能更可靠。

實(shí)施例二

請(qǐng)參照?qǐng)D1，一種組合發(fā)動(dòng)機(jī)，與實(shí)施例一的不同之處在于：在中空的殼體1前部，向外延伸部分的殼體為進(jìn)氣涵道，即為發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣涵道連成一體飛行器，發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣涵道相通是本領(lǐng)域最常見(jiàn)技術(shù)(圖中未畫(huà)圖)。

所述殼體1和向外延伸部分的殼體內(nèi)設(shè)有與外部相通的第一流體通道3和第二流體通道4，所述第一流體通道3內(nèi)設(shè)有凹凸擾流面或螺旋擾流面使其流速大于第二流體通道4的流速，所述在發(fā)動(dòng)機(jī)殼體1的前部、向外延伸部分的所述殼體為飛行器的進(jìn)氣涵道，其他與上述結(jié)構(gòu)相同。

上述結(jié)構(gòu)的中空外殼1和進(jìn)氣涵道內(nèi)設(shè)有相通的第一流體通道3和第二流體通道4，可以顯著的減少飛機(jī)行駛中的流體阻力。

實(shí)施例三

請(qǐng)參照?qǐng)D1，一種組合發(fā)動(dòng)機(jī)，與實(shí)施例一、二的不同之處在于：在第二流體通道4的后部位置設(shè)有內(nèi)層燃燒室221。

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)提升的核心在于——如何提高燃油使用效率。

因此本發(fā)明飛行器在正常飛行時(shí)，可開(kāi)啟多級(jí)壓氣機(jī)6，使發(fā)動(dòng)機(jī)工作在最節(jié)能的螺旋槳模式。當(dāng)需要進(jìn)行跨音速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，可開(kāi)多級(jí)啟壓氣機(jī)6、燃燒室2，多級(jí)渦輪機(jī)5，組成渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)或渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。

當(dāng)需要飛行器在超音速飛行時(shí)，關(guān)掉多級(jí)壓氣機(jī)6、燃燒室2和多級(jí)渦輪機(jī)5。當(dāng)超音速的流體從中空的殼體1內(nèi)經(jīng)過(guò)，而位于第一流體通道3后面的第二流體通道4，使中空的殼體1內(nèi)超音速的流體，從多個(gè)截面積較小的通氣管109中經(jīng)過(guò)而顯著的減慢其流速，當(dāng)流體從進(jìn)氣面積極小的通氣管109進(jìn)入第二流體通道4內(nèi)，又經(jīng)障礙物114又減慢其流速；因此很容易在第二流體通道4內(nèi)流速減慢至亞音速，此時(shí)從第二流體通道4內(nèi)經(jīng)過(guò)的流體流速慢、壓力高，在此狀態(tài)中在第二流體通道4后部環(huán)形的內(nèi)層燃燒室221內(nèi)的燃料噴口115噴出的燃料，在低于音速的狀態(tài)下更容易點(diǎn)火燃燒，這種炙熱的空氣與燃燒產(chǎn)物相混合的氣體從第二導(dǎo)出口106排出，與中空殼體1內(nèi)部的流體共同燃燒產(chǎn)生的高溫、高壓、高流速的流體，以更大的速度從發(fā)動(dòng)機(jī)的流體出口102噴射出來(lái)，產(chǎn)生強(qiáng)大的反推力推動(dòng)飛行器或者導(dǎo)彈向前高速飛行。

本實(shí)施例中，在第二流體通道4后部與環(huán)形的內(nèi)層燃燒室221之間位置上，設(shè)有多孔隔板222，又進(jìn)一步縮小進(jìn)氣面積的多個(gè)小孔，使經(jīng)過(guò)內(nèi)層燃燒室221的氣體流速又減慢，更容易點(diǎn)火燃燒。

本實(shí)施例中，去掉第二導(dǎo)入口104使第二流體通道4內(nèi)的氣體流速又減慢，更容易點(diǎn)火燃燒。

第二流體通道4通過(guò)多個(gè)很小的第二通氣孔108與第一流體通道3相通，第一通氣口107的進(jìn)氣面積大于第二通氣口108的進(jìn)氣面積很多，而在第二流體通道內(nèi)設(shè)有障礙物114使流速更不暢通而流速更減慢。

第二流體通道4通過(guò)多個(gè)第二通氣孔108與第一流體通道3相通和/或通氣管109與殼體1內(nèi)相通，并把超音速的流體降低到亞音速使燃料點(diǎn)火燃燒更簡(jiǎn)單方便。

由此發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)在高音速轉(zhuǎn)變?yōu)榈鸵羲佼a(chǎn)生的推動(dòng)力來(lái)源如下：

在發(fā)動(dòng)機(jī)的中空殼體內(nèi)分別設(shè)有與其相通的內(nèi)外兩層不同流速的通道，使中空殼體內(nèi)高于音速的流體進(jìn)入內(nèi)層通道的后部燃燒室，而減速為低于音速的流體使燃料能充分燃燒。

現(xiàn)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)空氣速度進(jìn)一步增加時(shí)，一般是通過(guò)縮小發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的直徑，進(jìn)氣氣流的速度仍然需要經(jīng)過(guò)激波減速在音速以下，利用涵道截面積的變化，使超音速氣流在迎風(fēng)面產(chǎn)生巨大的流體阻力而降低到亞音速，才能使燃燒室內(nèi)的燃料點(diǎn)火燃燒，而進(jìn)氣涵道截面積的變小所巨大的流體阻力，巳嚴(yán)重影響飛行器的運(yùn)動(dòng)速度和產(chǎn)生很大的能源消耗。

而本發(fā)明在中空殼體內(nèi)分別設(shè)有與其相通的、內(nèi)層低于音速而外層高于音速流速的通道，并沒(méi)有通過(guò)進(jìn)氣涵道截面積變化來(lái)降低流速，反而通過(guò)壓力差來(lái)顯著的減少了流體阻力，并把超音速的流體降低到亞音速使燃料點(diǎn)火燃燒更簡(jiǎn)單方便。

本發(fā)明通過(guò)巧妙地將普通渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)或渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的中空殼體1的殼體內(nèi)部，設(shè)置內(nèi)外兩層與外界相通的不同流速的流體通道，實(shí)現(xiàn)從飛機(jī)的普通速度，到亞音速、跨音速、超音速都能保持穩(wěn)定運(yùn)行。

本發(fā)明把螺旋槳、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的不同結(jié)構(gòu)和功能，容納在一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體1內(nèi)，實(shí)現(xiàn)多種模式燃燒，形成一種多種模式燃燒的組合發(fā)動(dòng)機(jī)，推動(dòng)飛行器或者導(dǎo)彈以超音速和高超音速飛行。

本實(shí)施例中，可以去掉第一導(dǎo)入口103、第一導(dǎo)出口105、第二導(dǎo)入口104及控制裝置112；第一流體通道3和第二流體通道4之間因流速不同也能產(chǎn)生很大的壓力差來(lái)減少流體阻力，并把超音速的流體降低到亞音速使燃料點(diǎn)火燃燒更簡(jiǎn)單方便，同時(shí)使發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單、性能更可靠。

本實(shí)施例中，第一流體通道3內(nèi)還可以去掉擾流裝置113，因?yàn)槎鄠€(gè)較大進(jìn)氣面積的第一導(dǎo)入口103與殼體1內(nèi)部經(jīng)過(guò)的超音速流體相通，使第一流體通道3內(nèi)經(jīng)過(guò)的也是超音速流體，因此，第一流體通道3和第二流體通道4之間因流速不同也能產(chǎn)生壓力差；當(dāng)然比第一流體通道3內(nèi)設(shè)置擾流裝置113產(chǎn)生的壓力差小，因比減少中空的殼體1內(nèi)的摩擦力相應(yīng)少一些。

本實(shí)施例中，還可以去掉多級(jí)渦輪機(jī)5、燃燒室2和多級(jí)壓氣機(jī)6；中空的殼體1的內(nèi)外通道的上述結(jié)構(gòu)為一種沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，這是本領(lǐng)域常見(jiàn)的技術(shù)結(jié)構(gòu)。

現(xiàn)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)利用涵道截面積的變化，很窄的涵道使超音速氣流通過(guò)巨大的流體阻力而降低到亞音速使燃料點(diǎn)火燃燒；而本發(fā)明不需要很窄的涵道，通過(guò)內(nèi)外兩層通道之間的流速不同而產(chǎn)生壓力差減少流體阻力，并把超音速的流體降低到亞音速使燃料更容易點(diǎn)火燃燒。

所以本發(fā)明與現(xiàn)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)把流體減速的原理不同，因此更簡(jiǎn)單、更方便、更穩(wěn)定、更合理，為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展開(kāi)辟全新的方向。

實(shí)施例四

請(qǐng)參照?qǐng)D2，本發(fā)明的實(shí)施例四為：一種沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括中空的殼體1，在殼體1的前部設(shè)有擾流塊8，所述擾流塊8和殼體1前部周圍之間形成的通道位置，為進(jìn)氣通道201，所述第一流體通道3和第二流體通道4設(shè)在所述擾流塊8的內(nèi)部，所述第一流體通道3內(nèi)的流體流速大于所述第二流體通道4內(nèi)的流體流速，在所述第一流體通道3內(nèi)設(shè)有螺旋形的擾流裝置113。

優(yōu)選第二流體通道4為管狀結(jié)構(gòu)，螺旋形擾流裝置113圍繞在管狀結(jié)構(gòu)的外部周圍經(jīng)過(guò)而延長(zhǎng)更多流體通過(guò)路徑的第一流體通道3，在第二流體通道4的后部設(shè)有內(nèi)層燃燒室221。

所述第一流體通道3上設(shè)有兩個(gè)以上第三通氣孔110，所述第一流體通道3通過(guò)所述兩個(gè)以上第三通氣孔110與外界大氣相通，所述第二流體通道4上設(shè)有兩個(gè)以上第四通氣孔111和/或一個(gè)以上通氣管109，所述第二流體通道4通過(guò)所述兩個(gè)以上第四通氣孔111與第一流體通道3相通，所述第二流體通道4通過(guò)所述一個(gè)以上通氣管109與外界大氣相通，所述第三通氣孔110的面積大于所述第四通氣孔111和通氣管109的面積，所以流體更易通過(guò)第三通氣孔110進(jìn)入第一流體通道3，并且進(jìn)入后的流體流速較快。在所述進(jìn)氣通道201處設(shè)有控制氣流開(kāi)啟、關(guān)閉或流向的控制裝置112，并且在第二流體通道4中設(shè)有障礙物114。

發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，超音速的流體從擾流塊8的迎風(fēng)面再進(jìn)氣通道201進(jìn)入后，分別從三通氣孔110和第四通氣孔111和/或通氣管109分別進(jìn)入第一流體通道3和第二流體通道4，因第一流體通道3和第二流體通道4流速不同，而產(chǎn)生壓力差的方向與外界流體壓力方向相反、而是相互抵消，因此顯著的減少擾流塊8迎風(fēng)面和進(jìn)氣通道201內(nèi)的流體阻力，由于第二流體通道4中很容易把氣流流速減慢至亞音速(請(qǐng)參照實(shí)施例三)，所以在第二流體通道4后部的內(nèi)層燃燒室221內(nèi)很容易將燃料點(diǎn)燃提供動(dòng)力。本實(shí)施例中，還可以去掉第一流體通道3內(nèi)的擾流裝置113。

實(shí)施例五

請(qǐng)參照?qǐng)D2，本發(fā)明的實(shí)施例五為一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；與實(shí)施例四不同之處在于，本實(shí)施例中，在擾流塊8內(nèi)部沒(méi)有設(shè)第一流體通道3和第二流體通道4，而是在殼體1內(nèi)部設(shè)有與外界相通的第一流體通道3和第二流體通道4。

在擾流塊8與殼體1前部周圍之間設(shè)有亞燃進(jìn)氣道202，在殼體1的中后部設(shè)有超燃進(jìn)氣道203，對(duì)應(yīng)的在中空的殼體1內(nèi)分別設(shè)有亞燃噴口204和超燃噴口205，所述亞燃進(jìn)氣道202、超燃進(jìn)氣道203、亞燃噴口204和超燃噴口205處分別設(shè)有控制氣流開(kāi)啟、關(guān)閉或流向的控件206。

參照實(shí)施例一、二、三、四，在殼體1內(nèi)設(shè)有第一流體通道3和第二流體通道4，所述第一流體通道3中的流體流速大于所述第二流體通道4中的流體流速，內(nèi)層燃燒室221均設(shè)在亞燃進(jìn)氣道202和超燃進(jìn)氣道203后面的所述第二流體通道4的后部位置。所述第一流體通道3內(nèi)設(shè)有用于延長(zhǎng)流體流經(jīng)路徑的擾流裝置113，所述擾流裝置113包括凹凸擾流面或螺旋形擾流面，所述第二流體通道4內(nèi)設(shè)有用于減緩流體流速的障礙物114。

發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，亞燃噴口204可通過(guò)控件206實(shí)現(xiàn)開(kāi)啟或者關(guān)閉，當(dāng)亞燃噴口204開(kāi)啟時(shí)，在內(nèi)層燃燒室221中使燃料燃燒后在亞燃噴口204處提供動(dòng)力；當(dāng)亞燃噴口204關(guān)閉后，流體可從超燃進(jìn)氣道203進(jìn)入，在內(nèi)層燃燒室221中使燃料燃燒后在超燃噴口205處提供動(dòng)力。

在第二流體通道4的后部位置設(shè)內(nèi)層燃燒室221很容易打火燃燒，并保障其安全性和穩(wěn)定性；可以實(shí)現(xiàn)亞燃、超燃等多種模式燃燒。

本實(shí)施例中，亞燃進(jìn)氣道202、超燃進(jìn)氣道203、亞燃噴口204和超燃噴口205分別設(shè)有控制氣流開(kāi)啟、關(guān)閉或流向的控件206，控件206的作用是根據(jù)需要控制氣流的大小和角度。

現(xiàn)在高速飛行器在超音速飛行時(shí)，迎風(fēng)面很窄的亞燃進(jìn)道或超燃通道產(chǎn)生極大阻力，在迎風(fēng)面把至少5馬赫-10馬赫以上的高超音速氣流，僅通過(guò)很窄的進(jìn)氣通道進(jìn)氣，從而帶來(lái)巨大的流體阻力，使高超音速氣流立即減速到低于音速，其目?jī)H為在低于音速時(shí)容易使燃燒室點(diǎn)火，由此產(chǎn)生巨大的流體阻力從而耗費(fèi)更多的能源。

本實(shí)施例中，第一流體通道3內(nèi)可以沒(méi)有設(shè)置用于延長(zhǎng)流體流經(jīng)路徑的擾流裝置113，本發(fā)明亞燃進(jìn)氣道202、超燃進(jìn)氣道203內(nèi)沒(méi)有與外界相通的第一流體通道3和第二流體通道4的獨(dú)特技術(shù)結(jié)構(gòu)，不需要很窄的進(jìn)氣通道，也很容易把超音速的流體減速到低于音速，并在內(nèi)層燃燒室221內(nèi)使燃料充分燃燒；同時(shí)在內(nèi)外層流體通道之間因流速不同產(chǎn)生的壓力差，與周圍流體壓力相互抵消；相互抵消迎風(fēng)面的多少流體圧力，就減少多少流體阻力。

因此在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的迎風(fēng)面的亞燃進(jìn)道或超燃通道可更寬一些，使進(jìn)入通道的流體阻力顯著減少，使飛行器的速度顯著提高。

本發(fā)明也適用于發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣涵道連為一體的飛行器(參照實(shí)施例二)。

綜上所述，現(xiàn)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)利用涵道截面積的變化，很窄的涵道使超音速氣流通過(guò)巨大的流體阻力而降低到亞音速使燃料點(diǎn)火燃燒；而本發(fā)明不需要涵道截面積的變化，通過(guò)內(nèi)外兩層通道之間的流速不同而產(chǎn)生壓力差減少流體阻力，并把超音速的流體降低到亞音速使燃料點(diǎn)火燃燒。

所以本發(fā)明與現(xiàn)在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)把流體減速的原理不同，因此更簡(jiǎn)單、更方便、更穩(wěn)定、更合理，為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展開(kāi)辟全新的方向。

本發(fā)明提供的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，包括中空的殼體，所述殼體內(nèi)部設(shè)有第一流體通道和第二流體通道，流體流經(jīng)所述第一流體通道的流速大于流經(jīng)所述第二流體通道的流速。利用兩個(gè)流體通道中流體流速不同產(chǎn)生的壓力差來(lái)減小中空殼體內(nèi)部的流體阻力；通過(guò)設(shè)擾流裝置可以增大第一流體通道內(nèi)的流速，減小通道內(nèi)的壓力，通過(guò)設(shè)置障礙物可以減小第二流體通道內(nèi)的流體速度，增大通道內(nèi)的壓力，使得兩個(gè)流體通道的壓力差更大，殼體內(nèi)部的阻力更小。

由此發(fā)現(xiàn)本發(fā)明在發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)部的推動(dòng)力來(lái)源如下：

在通道內(nèi)壁的內(nèi)外兩層流體層：如內(nèi)層慢于外層流速，就獲得動(dòng)力來(lái)源；反之、就增大動(dòng)力消耗。

本發(fā)明在殼體內(nèi)的第二流體通道后部設(shè)燃燒室，很容易在燃燒室中點(diǎn)燃燃料，保障其安全性和穩(wěn)定性；可以實(shí)現(xiàn)多種模式燃燒。

由此發(fā)現(xiàn)本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)在高音速轉(zhuǎn)變?yōu)榈鸵羲佼a(chǎn)生的推動(dòng)力來(lái)源如下：

在發(fā)動(dòng)機(jī)的中空殼體內(nèi)分別設(shè)有與其相通的內(nèi)外兩層不同流速的通道，使中空殼體內(nèi)高于音速的流體進(jìn)入內(nèi)層通道的后部燃燒室，而減速為低于音速的流體使燃料能充分燃燒。

本發(fā)明提供一種飛機(jī)從起飛、低速、亞音速、跨音速、超音速、都能保持穩(wěn)定運(yùn)行節(jié)能的組合發(fā)動(dòng)機(jī)；以及提供一種節(jié)能的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

以上所述僅為本發(fā)明的實(shí)施例，并非因此限制本發(fā)明的專利范圍，凡是利用本發(fā)明說(shuō)明書(shū)及附圖內(nèi)容所作的等同變換，或直接或間接運(yùn)用在相關(guān)的技術(shù)領(lǐng)域，均同理包括在本發(fā)明的專利保護(hù)范圍內(nèi)。