一种喷气式发动机
专利汇可以提供一种喷气式发动机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 提出了一种喷气式 发动机 ，主要特征在于：由进气道(1)、 压气机 (2)、 燃烧室 (3)、尾喷管(5)和独立动 力 装置(7)组成，独立动力装置(7)的动力 输出轴 (8)与压气机(2)相连，带动压气机(2)旋转工作。本发明采用可独立改变输出功率的独立动力装置取代原有技术中的 涡轮 ，在相同推力的条件下有效降低了压气机的 增压 比，避免了压气机与涡轮匹配工作所导致的 气动 稳定性 问题，发动机可在不同负荷下较好地工作，简化了发动机结构，避免压气机出现喘振现象，工作范围和可靠性增大。，下面是一种喷气式发动机专利的具体信息内容。
1.一种喷气式发动机，特征在于其主要部件包括进气道(1)、压气机(2)、燃烧室(3)、 尾喷管(5)和独立动力装置(7)，其中进气道(1)、压气机(2)、燃烧室(3)、尾喷管(5) 沿着气体流动方向依次安装。独立动力装置(7)不直接受制于压气机(2)和燃烧室(3) 的工作状态，可独立改变输出功率。独立动力装置(7)的功率输出轴(8)与压气机(2) 相连，并带动压气机(2)旋转工作。
2.根据权利要求1所述的喷气式发动机，独立动力装置(7)采用往复活塞式内燃机(汽 油机和柴油机)、三角转子发动机、电动机或者燃气轮机。
3.根据权利要求2所述的喷气式发动机，独立动力装置(7)安装在压气机(2)的气流进 口一侧。
4.根据权利要求2所述的喷气式发动机，独立动力装置(7)安装在压气机(2)的气流出 口一侧。
(一)技术领域：
(二)背景技术：
航空飞行器采用的连续式喷气产生推力的喷气式发动机主要是涡轮喷 气发动机，而涡轮风扇发动机与涡轮喷气发动机是类似的，都是靠高速排 气产生推力，但结构更加复杂。涡轮喷气发动机具有尺寸小、重量轻、推 力大的特点，但是，其尾喷管出口的排气速度较高，当飞机在低速飞行时， 发动机的推进效率较低，耗油率较高。涡轮风扇发动机的排气速度小于涡 轮喷气发动机，低速飞行时的推进效率高于涡轮喷气式发动机，但在高速 飞行时，推进效率将下降。
现有技术的涡轮喷气发动机由进气道(1)、压气机(2)、燃烧室(3)、涡轮 (4)和尾喷管(5)等主要部件组成，其中压气机(2)和涡轮(4)通过轴(6)连接在一 起，压气机(2)依靠涡轮(4)驱动进行同速转动，压气机(2)采用轴流式或径流 式的结构形式。发动机的基本工作原理为：空气从进气道(1)流入，经过压 气机(2)压缩后进入燃烧室(3)进行喷油燃烧加热，流出的高温、高压的燃气 首先在涡轮(4)中进行膨胀作功以带动压气机(2)旋转，流出的燃气压力和温 度相应降低，然后在尾喷管(5)中继续膨胀加速并高速排出产生喷气推力。
由于涡轮带动压气机转动需要消耗较多的燃气压力和温度，为了在尾 喷管出口产生足够的排气速度以得到发动机要求的推力，压气机的增压比 以及燃烧室出口的燃气温度都要求较高。高的增压比需要更多的压气机级 数得以实现，会导致压气机与涡轮的连接轴加长，而高的燃气温度则需要 高性能的耐高温材料，使得发动机的结构复杂、技术难度高、加工成本增 加、结构和强度可靠性降低。此外，由于涡轮的输出功率受到压气机的流 量、增压比及燃烧室出口温度、转轴的转速等因素制约，存在压气机与涡 轮工作匹配的问题。增压比高、级数多导致压气机低转速状态的气动稳定 性降低，出现旋转失速和喘振等不稳定工作状态。为了缓解压气机低转速 下工作的稳定性问题，涡喷发动机往往需要采用多级压气机中间级放气、 多转子(双转子或三转子)、进口导流叶片和静子叶片可调等措施来防止压 气机喘振，使发动机的结构和控制系统更加复杂。
(三)发明内容：
为克服现有技术存在的不足，本发明提出一种新型喷气式发动机。
与现有技术类似，本发明的喷气式发动机仍包括进气道(1)、压气机(2)、 燃烧室(3)和尾喷管(5)等主要部件组成，这些部件仍采用现有技术，并沿着 气体流动方向依次安装。本发明与现有技术的主要区别在于：以一个独立 动力装置(7)取代现有技术中的涡轮部件，这个动力装置(7)的工作状态不直 接受制于压气机(2)出口空气压力、流量和燃烧室(3)出口燃气温度，其输出 功率可以独立调节，通过动力输出轴(8)与压气机(2)相连接，用于带动压气 机(2)旋转。独立动力装置(7)可以采用现有技术中的往复活塞式内燃机(汽 油机和柴油机)、三角转子发动机、电动机或燃气轮机等。本发明的基本工 作原理为：空气从进气道(1)流入，独立动力装置(7)带动压气机(2)旋转，对 流入压气机(2)的空气进行压缩增压，高压空气流入燃烧室(3)进行喷油燃烧 加热，流出的高温、高压燃气直接在尾喷管(5)膨胀加速并高速排出产生喷 气推力。在发动机中，独立动力装置(7)位于压气机(2)的进口一侧，也可以 布置在压气机(2)的出口一侧以缩短发动机的轴向长度。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
(1)由于压气机压缩后的气体经过燃烧室加热后直接从尾喷管排出产生 推力，因此，压气机可以采用较低的增压比和较少的级数，且无高温环境 下高速旋转的转动件，对耐高温材料的要求大大降低，而独立动力装置采 用现有成熟技术，使发动机的设计难度、制造成本大幅降低，结构可靠性 增加。
(2)带动压气机的独立动力装置工作状态不直接受制于压气机的流量和 增压比等气动参数的变化，且压气机的增压比低、级数少，在动力装置输 出功率和燃烧室喷油量的双重调节下，在压气机工作状态偏离设计状态较 少的情况下即可确保发动机在非设计工况可靠地工作，工作范围加宽，可 实现无喘振地工作。
(3)发动机启动时，直接启动独立动力装置将压气机带转到设计转速， 然后燃烧室点火燃烧，发动机就可以正常产生推力，使得启动过程简单、 方便。由于在压气机的启动过程中，燃烧室未点火，压气机工作时流量将 偏大，可以实现启动过程中压气机无喘振地工作，无需额外的防喘和调节 机构，发动机结构简化，重量降低。
(4)燃烧室出口的高温、高压气体直接经尾喷管喷出产生推力，即使燃 烧室处于熄火状态，尾喷管出口仍具有一定的排气速度，则通过调节燃烧 室的喷油量就可直接控制尾喷管出口的喷气速度，使飞行器在不同飞行速 度下都具有较高的推进效率。
(四)附图说明：
图1是现有技术中具有轴流压气机的涡轮喷气发动机示意图。
图2是现有技术中具有径流压气机的涡轮喷气发动机示意图。
图3是本发明中独立动力装置在轴流压气机气流进口一侧的示意图。
图4是本发明中独立动力装置在轴流压气机气流出口一侧的示意图。
图5是本发明中独立动力装置在径流压气机气流进口一侧的示意图。
图6是本发明中独立动力装置在径流压气机气流出口一侧的示意图。
附图中：1-进气道 2-压气机 3-燃烧室 4-涡轮 5-尾喷管
6-压气机与涡轮连接轴 7-独立动力装置
8-独立动力装置动力输出轴
(五)具体实施方式：
实施例一
本实施例的喷气式发动机由进气道(1)、压气机(2)、燃烧室(3)、尾喷管 (5)和独立动力装置(7)组成，独立动力装置(7)为一台燃气轮机装置，安装在 压气机(2)的进口一侧，并将其动力输出轴(8)与压气机(2)相连，压气机(2) 采用轴流式压气机。
实施例二
本实施例的喷气式发动机由进气道(1)、压气机(2)、燃烧室(3)、尾喷管 (5)和独立动力装置(7)组成，独立动力装置(7)为三角转子发动机，安装在压 气机(2)的出口一侧，并将其动力输出轴(8)与压气机(2)相连，压气机(2)采用 轴流式压气机。
实施例三
本实施例的喷气式发动机由进气道(1)、压气机(2)、燃烧室(3)、尾喷管 (5)和独立动力装置(7)组成，独立动力装置(7)为往复活塞式发动机，安装在 压气机(2)的进口一侧，并将其动力输出轴(8)与压气机(2)相连，压气机(2) 采用径流式压气机。
实施例四
本实施例的喷气式发动机由进气道(1)、压气机(2)、燃烧室(3)、尾喷管 (5)和独立动力装置(7)组成，独立动力装置(7)为电动机，安装在压气机(2) 的出口一侧，并将其动力输出轴(8)与压气机(2)相连，压气机(2)采用径流式 压气机。
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