两种航空航天涡扇发动机

摘要

本发明涉及两种航空航天涡扇发动机。第一种是进气道进富氧气。第二种是进气道和加力燃烧室分别单独或两处一起进富氧气。针对航空涡扇发动机的工作高度有限，通过设置进气道富氧气喷注组件，延用现有航空涡扇发动机的主体结构，采用两种有声腔和隔板再生冷却式加力燃烧室，使得航空涡扇发动机可变成在任何高度工作的两种航空航天涡扇发动机。这是以现有航空涡扇发动机为主的航空航天一体化发动机，技术继承性好，利于开发应用。能推进飞机飞到30‑50km高度和达到3‑5马赫的速度，乃至更高更快，适用于多次重复使用的多种航空航天结合一体飞行器。

主权项

第一种航空航天涡扇发动机，由进气道富氧气喷注组件(1)、小改动主体结构(2)、加力燃烧室中间部分(3)和加力燃烧室外圈部分(4)组成，进气道富氧气喷注组件(1)包括富氧气三通管(10)、富氧气导入管(11)、富氧气集合器(12)和富氧气喷注环(13)，小改动主体结构(2)包括进气道外壁(20)、低压压气机(21)、高压压气机(22)、主燃烧室(23)、高压涡轮(24)、低压涡轮(25)、中心尾喷管(26)、外涵道外壁(27)、加厚外涵道内壁(28)和外涵道外壁法兰盘(29)，加力燃烧室中间部分(3)包括喷管外壁(30)、燃料集合器(31)和燃料导入管(32)，加力燃烧室外圈部分(4)包括直槽声腔(40)、螺樁(41)、螺帽(42)、冷却剂流出集合器(43)、冷却剂导出管(44)、螺旋槽内壁(45)、外壁(46)、冷却剂流入集合器(47)、冷却剂导入管(48)和隔板(49)，除小改动主体结构(2)、螺樁(41)和螺帽(42)外的各零件均焊接固定，其特征在于：富氧气喷注环(13)上开有把70‑79％过氧化氢分解生成富氧气喷入进气道内(15)的沿圆周均布径向孔(14)，喷管外壁(30)和燃料集合器(31)上开有向加力燃烧室内(50)喷注航空煤油或液氢燃料的燃料垂直孔(33)和燃料倾斜孔(34)，与外壁(46)钎焊一体的螺旋槽内壁(45)的外表面铣有供再生冷却降温用70‑79％过氧化氢流动的多头数螺旋通槽(51)。