外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置,包括加熱反饋單元和加力單元。加熱反饋單元包括加熱室、熱氣流反饋管、前級(jí)尾噴管和外置燃燒室;加力單元包括后級(jí)混合室和后級(jí)尾噴管。熱氣流反饋管的氣體出口噴射出的熱反饋氣流與被熱反饋氣流激射攜帶的空氣流混合一并進(jìn)入加熱室內(nèi)混合加熱,經(jīng)加熱后的部分氣體通過前級(jí)尾噴管噴出并激勵(lì)攜帶著空氣流一并進(jìn)入后級(jí)混合室,經(jīng)加熱后的另一部分氣體進(jìn)入熱氣流反饋管內(nèi);受前級(jí)尾噴管噴射出的氣流激勵(lì)的空氣通過后級(jí)空氣進(jìn)口進(jìn)入后級(jí)混合室內(nèi),并與前級(jí)尾噴管噴射出的氣體混合,之后通過后級(jí)尾噴管噴出,化為推力。本發(fā)明的裝置結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,無旋轉(zhuǎn)部件,制造成本低,運(yùn)行安全可靠,有效的保障了飛行安全。
【專利說明】
外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及一種動(dòng)力裝置,更具體地說,是涉及一種外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 在航空領(lǐng)域,發(fā)動(dòng)機(jī)主要有渦噴機(jī),渦扇機(jī),渦槳機(jī),渦軸機(jī);也出現(xiàn)過脈沖機(jī)和沖 壓機(jī)。
[0003] 其中,渦噴機(jī)主要存在下述問題:1、不適合高超音速飛行;2、易發(fā)生喘振自毀;3、 飛鳥進(jìn)入可致毀;
[0004] 沖壓機(jī)主要存在下述問題:1、零航速下不能自啟動(dòng),飛機(jī)上不能用;2、亞聲速飛行 中,效率極低,無實(shí)用價(jià)值;3、超燃沖壓機(jī),火焰不穩(wěn)定,容易熄火,難以再點(diǎn)燃。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0005] 本發(fā)明的目的是針對(duì)以上所述尚存在的功能缺陷,發(fā)掘流體力學(xué)和熱力學(xué)交叉之 潛力,摒棄壓氣機(jī)和燃?xì)鉁u輪機(jī),而提供一種外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置。
[0006] 為實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的目的所采用的技術(shù)方案是:
[0007] -種外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置,包括加熱反饋單元和加力單元,所述加熱反饋單 元包括加熱室、熱氣流反饋管、前級(jí)尾噴管和外置燃燒室,所述加熱室置于所述外置燃燒室 內(nèi),所述加熱室一端設(shè)置有前級(jí)空氣進(jìn)口,所述加熱室另一端設(shè)置有前級(jí)氣流出口,所述前 級(jí)氣流出口與所述前級(jí)尾噴管的氣體進(jìn)口連接;所述熱氣流反饋管的氣體進(jìn)口固定連接于 所述加熱室與所述前級(jí)氣流出口相對(duì)應(yīng)的一端,所述熱氣流反饋管的氣體出口固定連接于 所述加熱室與所述前級(jí)空氣進(jìn)口相對(duì)應(yīng)的一端;所述加力單元包括后級(jí)混合室和后級(jí)尾噴 管,所述后級(jí)混合室的前端設(shè)置有后級(jí)空氣進(jìn)口,所述前級(jí)尾噴管的氣體出口噴射出的氣 流進(jìn)入所述后級(jí)混合室,所述后級(jí)混合室的氣體出口端與所述后級(jí)尾噴管連接;所述熱氣 流反饋管的氣體出口噴射出的熱反饋氣流與被所述熱反饋氣流激射攜帶的空氣流混合一 并進(jìn)入所述加熱室內(nèi)混合加熱,經(jīng)所述加熱室加熱后的部分氣體通過所述前級(jí)尾噴管噴出 并激勵(lì)攜帶著空氣流一并進(jìn)入所述后級(jí)混合室,經(jīng)所述加熱室加熱后的另一部分氣體進(jìn)入 所述熱氣流反饋管內(nèi);受所述前級(jí)尾噴管噴射出的氣流激勵(lì)的空氣通過所述后級(jí)空氣進(jìn)口 進(jìn)入所述后級(jí)混合室內(nèi),并與所述前級(jí)尾噴管噴射出的氣體混合,之后通過所述后級(jí)尾噴 管噴出,化為推力。
[0008] 所述熱氣流反饋管噴射出的氣體激勵(lì)攜帶新鮮空氣一并進(jìn)入所述加熱室形成自 沖壓,所述加熱室的入口處的混合氣的涌入速度U>1020m · S4。
[0009] 在所述加熱室中氣流的溫度為2000±200°C。
[0010] 所述加熱室的材料為鎢系或高溫陶瓷材質(zhì)。
[0011] 與現(xiàn)有技術(shù)相比,本發(fā)明的有益效果是:
[0012] 本發(fā)明的動(dòng)力裝置通過反饋激發(fā)的方式,使得前級(jí)成為一臺(tái)小推力外燃自沖壓噴 氣裝置,前級(jí)的小推力再與后級(jí)的加力單元放大作用結(jié)合,形成大推力自沖壓噴氣動(dòng)力總 成??梢杂糜趪姎馐斤w機(jī)、超音速巡航導(dǎo)彈、飛襲快艇。具有下述優(yōu)點(diǎn):
[0013] 1、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,采用外燃形式?jīng)_壓結(jié)構(gòu),無旋轉(zhuǎn)部件,制造成本低。
[0014] 2、運(yùn)行安全:由于高溫室中無高速旋轉(zhuǎn)的部件,減少了發(fā)生故障的幾率,無喘振, 運(yùn)行安全可靠。
[0015] 3、飛行安全:由于本裝置中各室各管內(nèi)是空的,無任何部件,對(duì)氣流沒有障礙,當(dāng) 飛鳥等異物進(jìn)入后會(huì)隨著氣流被噴出,有效的保障了飛行安全。
[0016] 4、節(jié)約燃料:同油量航程可以拓展為6.8倍,轟炸機(jī)可以實(shí)現(xiàn)無空中加油而飛赤道 一圈;民航機(jī)節(jié)油85.3%,既減少排放又升高了利潤空間。
[0017] 5、寬譜運(yùn)行:從MoO. 7-M6,即從低空的亞聲速至高空的高超聲速飛行均可采用此 類裝置為動(dòng)力,且避開了超燃沖壓機(jī)空中熄火之險(xiǎn)。
[0018] 6、高推重比:在役飛機(jī)中,渦噴機(jī)推重比最高7.36,渦扇機(jī)最高8.5,本發(fā)明的外燃 自沖壓噴氣動(dòng)力裝置的推重比可達(dá)50以上。重量輕了更省油。
【附圖說明】
[0019] 圖1所示為本發(fā)明外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置的結(jié)構(gòu)原理圖。
【具體實(shí)施方式】
[0020] 以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0021] 圖1所示為本發(fā)明外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置的結(jié)構(gòu)原理圖,包括虛線左側(cè)的加熱 反饋單元和虛線右側(cè)的加力單元。所述加熱反饋單元包括外置燃燒室6、加熱室1、熱氣流反 饋管5和前級(jí)尾噴管2。所述加熱室1置于所述外置燃燒室6內(nèi),所述加熱室1 一端設(shè)置有前級(jí) 空氣進(jìn)口,所述加熱室1另一端設(shè)置有前級(jí)氣流出口,所述前級(jí)氣流出口與所述前級(jí)尾噴管 2的氣體進(jìn)口連接。所述熱氣流反饋管5的氣體進(jìn)口固定連接于所述加熱室1與所述前級(jí)氣 流出口相對(duì)應(yīng)的一端,所述熱氣流反饋管5的氣體出口固定連接于所述加熱室1與所述前級(jí) 空氣進(jìn)口相對(duì)應(yīng)的一端。所述加力單元包括后級(jí)混合室3和后級(jí)尾噴管4,所述后級(jí)混合室3 的前端設(shè)置有后級(jí)空氣進(jìn)口,所述前級(jí)尾噴管2的氣體出口噴射出的氣流攜帶著受激空氣 一并進(jìn)入所述后級(jí)混合室3,所述后級(jí)混合室3的氣體出口端與所述后級(jí)尾噴管4連接。受熱 氣流反饋管5射流的激勵(lì)和攜帶的空氣通過所述前級(jí)空氣進(jìn)口進(jìn)入所述加熱室1內(nèi),并與所 述熱氣反饋管5的出口噴射出的熱反饋氣流混合在所述加熱室1內(nèi)被加熱,經(jīng)所述加熱室1 加熱后的部分氣體通過所述前級(jí)尾噴管2噴入所述后級(jí)混合室3,經(jīng)所述加熱室1加熱后的 另一部分氣體進(jìn)入所述熱氣流反饋管5內(nèi)。空氣受前級(jí)尾噴管2射流的激勵(lì)和攜帶通過所述 后級(jí)空氣進(jìn)口進(jìn)入后級(jí)混合室3內(nèi),并與所述前級(jí)尾噴管2噴射出的氣體混合,之后通過所 述后級(jí)尾噴管4噴出,獲得推力F 4。
[0022]所述熱氣流反饋管5噴射出的氣體和被它激發(fā)的空氣混合并以速度U多Mo3(U多 1020m · ?Γ1)的速度進(jìn)入所述加熱室1形成自沖壓,取代了渦噴機(jī)中的壓氣機(jī)。
[0023] 所述加熱室1可將氣流加熱至2000±200°C。
[0024] 所述加熱室1的材料優(yōu)選為鎢系材質(zhì)或高溫陶瓷。
[0025] 前級(jí)加熱室1及后級(jí)混合室3的形狀為曲面,與渦噴機(jī)燃燒室相似。進(jìn)入加熱室1的 混合氣,以高速度涌入大截面,氣流減速、靜壓升高,形成自沖壓。加力級(jí)化高流速小質(zhì)量氣 流為低流速大質(zhì)量的混合氣,再沿后級(jí)尾噴管4噴出后化為更大的推力,不消耗燃料把前級(jí) 推力放大多倍。
[0026] 圖1中:虛線左側(cè)為加熱反饋單元;虛線右側(cè)為加力單元;其中,外置燃燒室6的火 焰溫度約2500°C ± 200°C,貼有外加保溫層(圖中略)。在加熱室1中,涌入的混合氣被加熱至 (2000 ± 200) °C,混合氣質(zhì)量min-!=mf+mf '。前級(jí)尾噴管2的噴流質(zhì)量m2,速度U2(前級(jí)尾噴管2 的推力F2 = m2XU2),與受其激勵(lì)的空氣m2'一并進(jìn)入后級(jí)混合室3中,合成質(zhì)量min-3。熱氣流 反饋管5的噴流質(zhì)量mf,速度Uf,并激勵(lì)出空氣mf ',ιμ與mf '混合為nun-ι,以1020m · s^1的速度 進(jìn)入加熱室1中。在后級(jí)混合室3中,涌入的氣流min-3為Π 12和被它激入的空氣Π 12 '之和。后級(jí)尾 噴管4的噴流質(zhì)量m4=min-3,速度U4,后級(jí)尾噴管4的推力F4=m4 X U4。
[0027] 實(shí)施例
[0028] 外置燃燒室6可以采用常規(guī)的有多種方案供選擇。其中之一是常規(guī)的巨大噴燈型 外置加熱裝置,組成包括油箱、油栗、汽化區(qū)、燃燒室、廢氣管。汽化區(qū)是提前預(yù)熱的,點(diǎn)燃后 進(jìn)入自加熱,維持高溫。
[0029] 高壓煤油經(jīng)噴管高速噴出,經(jīng)高溫汽化區(qū)化為高速氣流并攜帶足量的環(huán)境大氣一 并涌入燃燒室,充分燃燒為加熱室1供熱。廢氣管經(jīng)管路熱交換為進(jìn)入所述燃燒室的環(huán)境大 氣預(yù)熱,以回收熱能,并且提高燃燒溫度。
[0030] 受激勵(lì)而涌入加熱室1的空氣,溫度為0°(:,質(zhì)量111/為8.5291^*8_1;進(jìn)入加熱室1 中的混合氣流,其質(zhì)量11^- 1為13.5291^.一,速度1^-1為比3(102〇111.一),在加熱室1中被 加熱至約2000°C;
[0031] 其中一股較多的氣流在前級(jí)尾噴管2中絕熱膨脹(冷至0°C),噴出氣流質(zhì)量肥為 8.0529kg · s-1,射速U2為 1677.83m · s-1;
[0032] 加熱室1中被加熱至近2000°C的氣流的一小部分(5kg · s^)經(jīng)熱氣流反饋管5作絕 熱膨脹,經(jīng)其末端以財(cái)=1677.83111.『1的速度噴出,并攜帶8.5291^.『1的空氣,一起涌入 加熱室1內(nèi),再加熱,再噴出,一遍又一遍地循環(huán)......
[0033] 適應(yīng)不同要求,設(shè)計(jì)書中有不同的數(shù)據(jù)群。上文中取出了一組典型數(shù)據(jù)(適合航速 M0.7-M1.2),亦作為下文的原始依據(jù)。
[0034] 一、混合氣溫度和JET-2射流初速度的確定
[0035] (1)混合氣溫度
[0036]符號(hào)約定:JET-F為熱氣流反饋管末端噴出的反饋氣流:流量mf,流速Uf ;mf '為被 JET-F激入加熱室1的環(huán)境大氣;即為反饋氣流與受激空氣之和,即涌入加熱室 1的混合氣。
[0037] 運(yùn)行要求:涌入加熱室的混合氣質(zhì)量mu,流速必須等于或高于13(注:當(dāng)涌入沖 壓發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流達(dá)到Μ〇3,熱效率τι~0.64堪付諸實(shí)用。參見《流體力學(xué)概論》)。
[0038] 已知條件:mf = 5kg · 8^,1111^=8.5291^ · s - 1·混合氣流min-1 = 5 + 8.529 = 13.529kg · s-1混合氣涌入加熱室1的速度Uin-pMc^即1020m · s-1)。
[0039] 混合氣動(dòng)能:Ε.?η-.尸|min-!Xu」iu-產(chǎn)·^· X13. 529kg ?s_1 (1020m ·5_1)"=7037785. 8J *s_1 此動(dòng)能就是反饋氣流JET-F的動(dòng)能,已知mf = 5kg · ?Γ1,則要求JET-F的射流初速為UF,
[0040]
[00411 JET-F是從高溫T絕熱膨脹至0°C轉(zhuǎn)化的動(dòng)能Εκ,而且
[0042] 絕熱膨脹動(dòng)會(huì)
1Y± mo l
[0043] 故而混合氣須加熱?
[0044] (2)JET-2 的初速:
[0045] JET-2即前級(jí)尾管2的噴流:質(zhì)量流m28.529kg · ?Γ1,速度U2;基于同一加熱,相同 溫差的絕熱膨脹。故而U2 = Uf=1677.83m · S一、
[0046] 即,JET-2質(zhì)量流率8.529kg · s-1,流速 1677.830m · s-1。
[0047] 二、前級(jí)推力:F2=m2Xu2 = 8.529kg · 5+^1677.830111 · 84 = 14310.2141
[0048] 三、后級(jí)為無源加力器,無需再加燃料。受JET-2激勵(lì)進(jìn)入后級(jí)混合室3中的空氣為 Air2,令其流量為JET-2的299倍,即涌入混合氣質(zhì)量min-3 =m2+m2 ' =m2+299ni2 = 300m2,且令 氣流JET-2和Air2在后級(jí)混合室3內(nèi)混合中能量損失為零,則必^
己知,JET-2推 力為?2 = 1112乂1]2=14310.2141根據(jù)能量守恒定律,此時(shí),后級(jí)尾噴管4噴射出的氣流邛1'-4 提供的推力F4為:
[0049]
[0050] 可見此無源加力器之功效:毋須耗油,竟把推力放大至17.32(即倍!
[0051] 此倍數(shù)可以實(shí)現(xiàn),工業(yè)噴燈在使用中,被挾涌入的空質(zhì)量:可燃?xì)赓|(zhì)量就是NX 102 (N~1-5)作業(yè)溫度愈低,N值愈高。
[0052]四、前級(jí)油耗
[0053]本機(jī)為外燃型,且膨脹充分,噴流降至0°C (比照:通常渦噴機(jī)渦噴流約500°C),前 級(jí)噴流燃燒動(dòng)能:燃燒熱能~〇. 4,故前級(jí)燃油消耗Hbil為:
[0054] πι〇η=(前級(jí)射流動(dòng)能+ 0.4)+煤油熱值=l/2X8.529kg · 3+^(1677.83111 · S-1)2 ^0.4^42845000J · kg_1^0.7kg · S_1〇
[0055] 五、整機(jī)推力:油耗為r
[0056] ,.....--,<,,、.,· ' * } - 〇u .
[0057] 參考值:WS-10A額定推力86370N,耗油率 1.667kg · S-^0.6951^/(^ · h),則其推力 油耗比值)
[0058]則本發(fā)明的動(dòng)力裝置的推力:油耗值為WS-10A的倍數(shù)A為:
[0059]
[0060] 換言之,獲同等推力,本發(fā)明的動(dòng)力裝置耗油僅為WS-10A的14.7%,節(jié)油85.3%。 同理,本發(fā)明的動(dòng)力裝置耗同量的燃油其推力為WS-10A的6.8倍。
[0061] 當(dāng)作為飛機(jī)的動(dòng)力時(shí),需要與其他具有滿足運(yùn)行條件的配套裝置結(jié)合使用。本發(fā) 明還可以用在其他領(lǐng)域:如:高超音速巡航導(dǎo)彈,武裝偵察無人機(jī),兩棲地效導(dǎo)彈驅(qū)逐艦等。
[0062] 六、系統(tǒng)啟動(dòng)
[0063]可以選用常規(guī)的啟動(dòng)設(shè)備。如啟動(dòng)設(shè)備由壓縮空氣瓶(25atm),啟動(dòng)閥門,射流噴 嘴S組成。
[0064]本發(fā)明的啟動(dòng)運(yùn)行過程如下:
[0065] 1、啟動(dòng)過程:
[0066] (A)閥門瞬間打開(比如開啟0.1S復(fù)關(guān)閉)
[0067] (B)射流噴嘴S給出氣流脈沖:約2000m · s-llkg · s-S0.1S;(鋼瓶空氣約25atm)
[0068] (C)有2.844kg · s-1的空氣被激勵(lì)進(jìn)入加熱室;
[0069] (D)射流和空氣流混合流量3.844kg · s-1,流速1020m · s-1;
[0070] (E)混合氣在前級(jí)加熱室1中驟然減速,靜壓上升至約5atm左右;
[0071] (F)壓力混合氣被加熱至高溫約2000°C ;
[0072] (G)壓力高溫氣體的一支,經(jīng)前級(jí)尾噴管2作絕熱膨脹加速噴出,形成推力F2,F(xiàn) 2 = m2 X U2 〇
[0073] (Η)壓力高溫氣體的另一支,實(shí)施反饋?zhàn)詻_壓:經(jīng)熱氣流反饋管5做絕熱膨脹加速 噴射出mf,并帶動(dòng)新鮮空氣mf'一同涌入加熱室中,再加熱,再膨脹,再反饋?zhàn)詻_壓......m f 和mf '越來越大,達(dá)到了設(shè)計(jì)值進(jìn)入穩(wěn)定運(yùn)作。
[0074] 經(jīng)熱氣流反饋管噴出的氣流是"自啟動(dòng)氣流"。熱氣流反饋管連續(xù)噴出"自啟動(dòng)氣 流",前級(jí)加熱反饋單元連續(xù)運(yùn)行,并連續(xù)產(chǎn)生推力F2,前級(jí)加熱反饋單元由啟動(dòng)進(jìn)入持續(xù) 運(yùn)行了,啟動(dòng)過程完畢。
[0075] 2、前級(jí)加熱反饋單元推力
[0076] (A)進(jìn)到加熱室1入口處的混合氣必須確保流速1020m · s一、
[0077] (B)熱氣流反饋管5噴射的氣流mf出于加熱室1又噴回加熱室1,屬系統(tǒng)內(nèi)自循環(huán), 不計(jì)入系統(tǒng)進(jìn)出口。
[0078] 忠于基爾霍夫定律,故而受激涌入加熱室1的空氣流量=前級(jí)尾噴管2噴出的流 量,即m2=mf '。
[0079] 數(shù)據(jù)舉例
[0080] ①令加熱室1入口的混合氣速度為1020m · s-S加熱至1977°C,絕熱膨脹降溫至0 °C,即溫差 ΛΤ = 1977Κ。
[0081 ]如是,前級(jí)尾噴管2和熱氣流反饋管5的射流速度約為1677.83m · ?Γ1,已知mf = 5kg · s-1 〇
[0082]②因?yàn)橐笥咳爰訜崾?的混合氣流速度Uin-^02(? · s'據(jù)動(dòng)能守恒可知,涌入 加熱室1的混合氣nun-i流量13.529kg · S-1。
[0083] -m-Λ ---------
[0084] ③即受激勵(lì)而涌入加熱室1的空氣流量為= 529-5 = 8.529kg · s -ι ο
[0085] ④可知前級(jí)尾噴管2噴射推力F2為:F2=m2XU2 = 8.529kg · s-^ 1677.83m · s-1 = 14310.212N
[0086] 3、加力單元推力(已知前級(jí)尾噴管噴流速度U2,流率m2)
[0087] 根據(jù)能量守恒定律,在被認(rèn)為無損失的環(huán)節(jié)中,可以由(高流速X小流量)經(jīng)激射 化為(低流速X大流量),達(dá)到預(yù)期效果,例如,已知?jiǎng)幽蹺_2=4:n¥U22,前級(jí)推力F2=m2 · U2 2
[0088] 激射換流爻
[0089] 則_
,能量未變。
[0090] 相應(yīng)的推力)
沒加入燃料,推力放大 了#倍,故謂之無源加力器。
[0091] 數(shù)據(jù)舉例:
[0092]①令受前級(jí)尾噴管2射流激勵(lì)而進(jìn)入后級(jí)混合室3的空氣m2 '流量為!112的299倍,既 m2' =299π?2〇
[0093] ②涌入后級(jí)混合室3的氣流是min-3=m2'+m2 = 300m2。
[0094] ③總能量不變,E !=E」=士 X ,而流量m3 = 300m2,則必定有后級(jí)尾管噴流速度U4 為
[0095]
[0096]④后級(jí)尾噴管4噴流推力F4
[0097]
#.51..111
[0098] ⑤此時(shí)后級(jí)尾噴管4的噴流速β
。
[0099]可見:經(jīng)過本無源加力單元后推力放大倍數(shù)為K =v^=17. 321倍。
[0100] 4、本機(jī)優(yōu)點(diǎn)
[0101] (A)極為省油:耗油率降至如說明書所述,本發(fā)明耗油率同比為WS-10A的 14· 7%,即同推力節(jié)油85 · 3%。以本裝置為動(dòng)力的飛機(jī),同比航程將為波音747的6 · 8倍。
[0102] (B)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單造價(jià)低:本機(jī)中無壓氣機(jī)、無燃?xì)鉁u輪,由"空筒子"構(gòu)成,造價(jià)約為渦 扇機(jī)的6%。
[0103] (C)運(yùn)行穩(wěn)定高度安全:無喘振,無運(yùn)動(dòng)部件磨蝕、損壞,鳥類飛入無害,預(yù)測(cè)事故 率為渦扇機(jī)的1 %,即安全系數(shù)提高至100倍。
[0104] (D)無運(yùn)動(dòng)部件磨損,維修成本低至1 %。
[0105] (E)壽命長,可超過20萬摩托小時(shí)以上。
[0106] (F)大推重比可達(dá)50以上,采用此類裝置的飛機(jī)自重更輕,更省油。
[0107]以上所述僅是本發(fā)明所揭示的一個(gè)新方向一一外燃自沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。應(yīng)當(dāng)指出 的是,對(duì)于本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說,在不脫離本發(fā)明原理的前提下,還可以做出若干改進(jìn)和 潤飾,這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置,其特征在于,包括加熱反饋單元和加力單元,所述加 熱反饋單元包括加熱室、熱氣流反饋管、前級(jí)尾噴管和外置燃燒室,所述加熱室置于所述外 置燃燒室內(nèi),所述加熱室一端設(shè)置有前級(jí)空氣進(jìn)口,所述加熱室另一端設(shè)置有前級(jí)氣流出 口,所述前級(jí)氣流出口與所述前級(jí)尾噴管的氣體進(jìn)口連接;所述熱氣流反饋管的氣體進(jìn)口 固定連接于所述加熱室與所述前級(jí)氣流出口相對(duì)應(yīng)的一端,所述熱氣流反饋管的氣體出口 固定連接于所述加熱室與所述前級(jí)空氣進(jìn)口相對(duì)應(yīng)的一端;所述加力單元包括后級(jí)混合室 和后級(jí)尾噴管,所述后級(jí)混合室的前端設(shè)置有后級(jí)空氣進(jìn)口,所述前級(jí)尾噴管的氣體出口 噴射出的氣流進(jìn)入所述后級(jí)混合室,所述后級(jí)混合室的氣體出口端與所述后級(jí)尾噴管連 接;所述熱氣流反饋管的氣體出口噴射出的熱反饋氣流與被所述熱反饋氣流激射攜帶的空 氣流混合一并進(jìn)入所述加熱室內(nèi)混合加熱,經(jīng)所述加熱室加熱后的部分氣體通過所述前級(jí) 尾噴管噴出并激勵(lì)攜帶著空氣流一并進(jìn)入所述后級(jí)混合室,經(jīng)所述加熱室加熱后的另一部 分氣體進(jìn)入所述熱氣流反饋管內(nèi);受所述前級(jí)尾噴管噴射出的氣流激勵(lì)的空氣通過所述后 級(jí)空氣進(jìn)口進(jìn)入所述后級(jí)混合室內(nèi),并與所述前級(jí)尾噴管噴射出的氣體混合,之后通過所 述后級(jí)尾噴管噴出,化為推力。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置,其特征在于,所述熱氣流反饋管噴 射出的氣體激勵(lì)攜帶新鮮空氣一并進(jìn)入所述加熱室形成自沖壓,所述加熱室的入口處的混 合氣的涌入速度U彡1020m · s-1。3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置,其特征在于,在所述加熱室中 氣流的溫度為2000 ± 200°C。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的外燃自沖壓噴氣動(dòng)力裝置,其特征在于,所述加熱室的材料為 媽系或尚溫陶fe材質(zhì)。
【文檔編號(hào)】F02K7/14GK105952551SQ201610300759
【公開日】2016年9月21日
【申請(qǐng)日】2016年5月9日
【發(fā)明人】李治國, 李天佐
【申請(qǐng)人】李治國