技术领域：
[0001] 本
发明涉及一种发动机，具体的涉及一种战机、导弹等装备用
转子发动机。背景技术：
[0002] 目前，所使用的
转子发动机，多数属于按照余弦规律转动，燃气推
力作用受到阻碍大，排气余热浪费严重；
叶片式的
燃气轮机、蒸
汽轮机都是靠气流的冲击到叶片产生个沿着
叶轮转动方向的分力作用转动，另一分力是沿着轴向的推力加强
轴承摩擦的无用功，使得轮机输出转矩不大，同时必须满足气体参数轮机才能发挥效率，小于参数气体只能从叶片窜空跑掉，高温大压力气流对叶片冲击特大，同时叶片耐温成问题，这就要求制造材料特苛刻！最主要的问题就是：
流体在叶片上有个
吸附薄层产生粘滞力作用，这个力是与叶轮转动方向相反的阻碍力，就是说叶轮转动必须消耗
动能克服粘滞力，特斯拉转盘就是利用窄缝内的边界层效应的粘滞力推动转盘高速旋转，但转盘结构制造难度大，最大问题就是大负荷时，流体沿着径向直接走近道，产生转矩非常小！发明内容：
[0003] 本发明的目的在于提供一种利用边界层效应的多个加长螺线形通道构成的转子，流体在各个边界层效应通道内流过产生粘滞力推动转子转动的装备用边界层效应通道推动发动机。
[0004] 为了达到所述目的，本发明的装备用边界层效应通道推动发动机，由燃气推动边界层效应通道转子发动机、
冲压发动机、进气分流罩构成的装备战机、导弹用超燃冲压发动机，所述的边界层效应通道转子发动机包含由边界层效应的多个涡旋螺线形的加长通道且涡旋螺线形多层
叠加构成的转子轮机，加长通道为优化的波浪形单元，转子轮机内部分布着多个超导
热管对轮机降温
散热，
燃烧室的
火焰稳定器火焰筒上分布多个倾斜进气通道，构成涡旋流燃烧，所述的冲压发动机，包含由边界层效应通道转子发动机连接驱动涡扇
压气机、内外涵道、燃烧室等构成。
[0005] 所述的边界层效应通道由细长管卷曲成涡旋螺线形、圆锥涡旋螺线形并多个叠加包铸成圆柱形、圆锥形发动机的转子轮机，高温的转子通道间隔设置同样卷曲的超导热管叠加散热，这样的转子
转轮也可以直接3D打印等成型。
[0006] 所述的边界层效应通道为多个同心圆薄片间隔设置涡旋螺线薄片叠加成的发动机转子轮机。
[0007] 所述的边界层效应通道为多个螺旋薄片间隔螺旋薄
垫片构成圆柱形、圆锥形转子轮机，螺旋形薄垫片分别位于螺旋薄片的最大直径和最小直径
位置将螺旋薄片间隔成具有边界层效应的通道，在通道的两侧位于螺旋薄垫片体内均布多个超导热管散热。
[0008] 所述的燃气型转子发动机，在边界层效应通道转子轮机的通道入口端连接燃烧室高温燃气通道，燃气通道为与转子轮机连接为一体的双圆锥筒旋转结构，燃烧室的火焰稳定器火焰筒连接固定在
支架上并伸入在高速旋转的双圆锥筒内，火焰筒上均布多个沿着圆周同向倾斜的加气通道，加气均混燃烧产生高速涡旋，火焰筒出口连接一个喇叭筒火焰扩散器，火焰扩散器上也是分布多个倾斜加气通道，均匀扩散火焰燃气
温度。
[0009] 所述的装备战机的冲压发动机，在燃气型转子发动机前进气口加小直径的涡扇组及外涵道，在尾部设置燃烧室的燃气直接喷射产生推力。
[0010] 所述的燃气型转子发动机前部进气端设置大直径涡扇组及外大涵道。
[0011] 所述的装备战机、导弹用的超燃冲压发动机，在冲压发动机外设置涵道及尾部燃烧室，超燃冲压发动机启动正常燃烧后关闭进气分流罩，高速气流全部流进超燃冲压发动机涵道，冲压发动机熄火、燃气边界层效应转子发动机
怠速工作或熄火。
[0012] 所述的分流罩由多个空心的类似椭圆锥通过旋
转轴固定连接在冲压发动机进气口前缘均布一周，每个空心椭圆锥形都连接一个液压机构，通过液压机构控制分流罩
开关，椭圆锥形头部设置热管降温。
[0013] 所述的超导热管与现有喷气式战机的轮机的空心叶片结合的超导降温，优化型的轮机叶片与导流
喷嘴复合成具有边界层效应和流体冲击同向叠加作用力的波浪线形通道，转子体设置多个超导热管散热降温。
[0014] 采用边界层效应通道转子发动机，采用边界层效应通道推动的转子发动机，通道内流体产生的剪切推力方向与流体流动方向一致，特别是加长优化的波浪形单元通道的螺线形结构紧凑对
流体动能利用效率高！流体动能及膨胀静压力
势能基本上全部转换为轴输出转矩，为此与同功率的燃气轮机直径小得多，燃油消耗率低，属于当代个子最小的大转矩发动机一小蚂蚁发动机！
[0015] 采用超导热管对现有的战机的轮机的空心叶片结合，更适合高温燃气发挥高效率；
[0016] 采用超导热管与边界层效应通道转子轮机结合，解决了材料不耐高温问题，降低了材料成本。
[0017] 采用倾斜加气的燃烧室火焰筒内产生火龙卷的
涡流燃烧更充分更猛烈，降低火焰筒温度。
[0018] 采用在火焰筒喷口设置喇叭杯及杯上设置倾斜加气通道，使得冷气、燃气扩散混合均匀。
[0019] 采用边界层效应通道推动的转子发动机，结合涡扇组的最大涵道比的涡扇发动机，提高燃油经济性！增加续航航程！
[0020] 采用边界层效应通道推动的转子发动机，结合小直径的涡扇组的冲压发动机，使得战机既有低速的超低空飞行，低空飞行冲压发动机不工作，只是小涡扇发动机；高空高速飞行时启动冲压发动机；
[0021] 采用冲压发动机结合的超燃冲压发动机，结构紧凑，重量轻！分流罩的作用效果阻力特小！对战机、导弹、
航天器的运载经济性等意义重大！
[0022] 采用边界层效应通道推动的转子发动机，可以替代目前所有的发动机、轴功率输出的燃气轮机，可作为装备
直升机、坦克、装备车、舰艇的发动机，还可以应用到替代
气动马达、压缩空气轮机、
蒸汽轮机、
水轮机、低品位的
太阳能热气轮机、热电厂核电站的余热轮机。
附图说明：
[0023] 下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明，其中：
[0024] 图1是本发明的边界层效应通道的结构原理图，也是本发明的第一个
实施例的原理图。
[0025] 图2是本发明的第二个实施方式的原理图。
[0026] 图3是本发明的边界层效应通道组的一种结构原理图。
[0027] 图4是本发明的雷同于图3的通道结构的超导热管组。
[0028] 图5为图3、图4的边界层效应通道组和超导热管组卷成的螺旋体转子。
[0029] 图6为图5结构的转子与压气机组成的燃气转子发动机。
[0030] 图7为多头螺旋片叠加成的圆柱形或圆锥形边界层效应通道推动的燃气转子发动机。
[0031] 图8为图7的螺旋片叠加的边界层效应通道详细结构原理图。
[0032] 图9为燃气转子发动机的燃烧室的火焰稳定器火焰筒的加气涡旋燃烧、加气涡旋火焰分散器。
[0033] 图10为燃气转子发动机与大涡扇组结合的大涵道涡扇航空发动机。
[0034] 图11为燃气转子发动机与小涡扇组结合的冲压战机发动机。
[0035] 图12为冲压发动机外加分流罩、超燃涵道、超燃燃烧室结合的战机、导弹超燃冲压发动机，图中为工作中的超燃冲压发动机。
[0036] 图13为超燃冲压发动机没有工作，只有冲压发动机工作或只有燃气转子发动机的小涡扇工作。
[0037] 图14、图15为对目前已有的轮机空心叶片设计与超导热管结合的耐高温方式。
[0038] 图16、图17、图18、图19为本发明的一种边界层效应通道的中低温转子结构原理图。
[0039] 图20为中低温的转子发动机剖面结构原理图。
[0040] 图21为图20的A-A剖视图。
[0041] 图22为转子发动机的转子与
定子外壳的迷宫式密封结构。
[0042] 图23为转子发动机的轴密封结构。
[0043] 图24、图25、图26为具有边界层效应的螺线形加长通道的优化，加长通道内部为波浪形通道单元结构原理图。
[0044] 图中，1、外壳 2、螺线体 3、边界层效应通道 4、通道进气口 5、通道排气口 6、动力
输出轴位 7、转子包铸体 8、超导热管 9、通道进气口 10、迷宫式密封 11、密封环 12、排气口 13、进气口 14、低压压气机 15、高压压气机 16、燃烧室火焰稳定器支架 17、火焰筒涡卷
风燃烧室 18、火焰扩散器 19、内冷却涵道 20、外冷却涵道 21、内喇叭旋转筒 22、外喇叭旋转筒 23、螺线体通道片 24、螺线体垫片 25、离心
喷油器 26、倾斜加气孔道 27、点火器 28、大涡扇 29、大涵道 30、小涡扇 31、分流罩 32、超燃进气涵道 33、轮机空心叶片 34、穿销孔 35、薄圆片 36、转子外壳 37、转子空
心轴 38、边界层效应通道转子 39、穿销
40、动力输出轴 41、机油润滑道 42、转子体 43、转动方向。
具体实施方式：
[0045] 下面结合附图详细说明本发明的优选实施例。
[0046] 参见图1如其中的实施例所示，在圆形外壳1内的由二头螺线体2的边界层效应通道3 构成的转子，流体由进气口4进入，在边界层效应通道内流过产生剪切力推动转子转动，流体最后从通道排气口排出，其中心处动力输出轴位6设置动力输出轴。
[0047] 参加图2中，为四头螺线体2组成的转子，耗气量和输出转矩加大型，螺线体2可以设置多头结构。
[0048] 图3、图4、图5、图24所示的由多个具有边界层效应通道的细管或波浪形管3排外包铸体7，雷同的超导热管8外包铸叠加卷成的转子，通道排气口5位于螺线体2中心处。
[0049] 图6是螺线体转子和压气机，燃烧室结合成的燃气转子发动机，空气由进气口13进入低压压气机14高压压气机15压入燃烧室16，产生高温高压燃气，从通道进气口9进入转子边界层效应通道，推动转子转动，最后燃气从通道排气口5进入空心轴经排气口12排出，转子通道的降温由超导热管8将热量及时导出到高压压气机15冷却，迷宫式密封10内部的
湍流严重阻碍高压气体通过，再通过密封环11进一步起到密封作用。
[0050] 图7是多头螺旋片叠加成的圆柱形或圆锥形边界层效应通道推动的燃气转子发动机，空气由进气口13进入压气机压缩后进入旋转燃烧室的火焰筒卷风燃烧室，燃烧室固定在燃烧室火焰稳定器支架16上，与内喇叭旋转筒21、外喇叭旋转筒22构成旋转燃烧室，内外喇叭筒 21、22锥端连接边界层通道转子的螺线垫片体24，螺线体通道片23与螺线体垫片间隔叠加成边界层效应通道3的转子，螺线垫片体24内部设置超导热管组，超导热管8通过内外冷却涵道19、20的冷却散失热量降温，由内外喇叭筒21、22之间构成的燃烧室通道连通边界层效应通道，燃烧产生的膨胀气体经过火焰扩散器18加气均匀降温扩散直接冲动转子的边界层效应通道3，推动转子高速旋转做功后从排气口12排出。
[0051] 图8是螺旋片叠加的边界层效应通道详细结构原理图，图中由螺线体通道片23和螺线体垫片24间隔叠加成一体的边界层效应通道3的转子部件，通道3的内外边缘的螺线垫片实体内均布着多个超导热管8的导热降温。
[0052] 图9是燃烧室的火焰稳定器的火焰筒涡卷风燃烧室17连接火焰扩散器18，且整个壳体均匀分布着同向倾斜的加气孔道26，压缩空气进入产生涡卷风，大大降低火焰筒壁温度，
燃料能给更加猛烈充分燃烧，并马上扩散为热混燃气，火焰稳定器固定在支架16上，燃料供给为现有的离心喷
油雾化器25，并设置点火器27。
[0053] 图10为燃气转子发动机与大涡扇组结合的大涵道涡扇航空发动机，图中结合设置大涡扇组28和大涵道29。
[0054] 图11为燃气转子发动机与小涡扇组结合的冲压战机发动机，图中结合小涡扇组30、火焰筒涡卷风燃烧室17及排气口12等构成。
[0055] 图12图13为冲压发动机外加分流罩31、超燃涵道32、超燃燃烧室17结合的战机、导弹超燃冲压发动机，图中为工作中的超燃冲压发动机，高速飞行时启动超燃冲压发动机，分流罩关闭冲压发动机熄火，燃气转子发动机怠速着火或关闭熄火，低速飞行时超燃发动机熄火，分流罩打开，冲压发动机工作。
[0056] 图14、图15为对目前已有的轮机空心叶片33设计与超导热管8结合的耐高温方式，如图中的轮机空心无孔叶片33与超导热管8为一体，即整个空心叶片为热管高温端，散热端设置在穿过轮机
轮毂延伸到中心轴内冷却涵道里散热，或沿着中心轴到高压压气机交换热回收，这对于现有叶片制作材料要求不那么苛刻且耐高温突破。
[0057] 图16、图17、图18、图19为本发明的一种边界层效应通道的中低温转子结构原理图，如图中其螺线形薄片24上面均布多个穿销孔34，同直径的薄圆片35上面均布着与螺线形薄片24上雷同的对位孔，将若干个螺线形薄片24与薄圆片35间隔叠加成图19的圆柱形转子38，转子外壳36上也是雷同螺线形薄片24上均布多个穿销对位固定孔34，通过穿销39 牢固成转子整体，图中箭头为流体流动方向，中心设置空心轴37，中心轴端有排气口12。
[0058] 图20为中低温的转子发动机剖面结构原理图，图21为图20的A-A剖视图，图中，由外壳1、迷宫式密封10、密封环11、机油道41、动力输出轴40、轴上排气孔12、边界层效应通道转子38、穿销39、进气口13，边界层效应通道3等构成。
[0059] 图22为转子发动机的转子与定子外壳的迷宫式密封结构，图23为转子发动机的轴密封结构，图中，外壳1和转子外壳36之间的缝隙设置迷宫式密封，高速高压流体沿着箭头方向流动，在迷宫里的湍流减速现象阻碍着流体通过，是无
接触无摩擦式密封，轴上的几道密封环11对迷官式密封进一步密封，通过
润滑油道41实现密封环润滑和密封。
[0060] 图24、图25所示实施例为具有边界层效应的螺线形加长通道3的优化，加长通道内部为波浪形通道3单元结构，转子体42间隔均布着超导热管8，螺线形通道可以是平直的，但是对现有航发轮机，热电厂的蒸汽轮机优化研究出波浪形轮机，即是把轮机叶片和导流板喷嘴融为一体，既能将流体击打冲击驱动方向与流体对叶片的附壁现象的剪切力方向一致，波浪形的弯折处又是导流喷嘴的作用，又能都对轮机转动做正功！所以优化的结果是：大体的螺线形的加长通道3为波浪形单元结构，图25是流体在波浪形单元里流过时对相应的波浪斜坡产生雷同子轮机叶片冲击的作用转动力，整个波浪形通道具有边界层效应的粘滞力作用，冲击力和粘滞力都是相同转动方向43作用通道移动，将这个加长的波浪单元通道沿着螺线形卷曲或叠加成轮机是本发明的公开核心技术。
[0061] 当然，此装备用边界层效应通道推动发动机的装置还可有其它结构和
变形，这样的变换均落在本发明的保护范围之内。
