环形喷气式双转子涡扇航空发动机

摘要

一种环形喷气式双转子涡扇航空发动机，属于航空发动机整体设计，属于涡轮风扇航空发动机技术领域。该设计是一种大推重比、超高速航空发动机。其特征在于本体是空心涡扇航空发动机。具有大直径的空心低压转子及可控喉部。中心涵道进气口进入的冷却剂在尾部压气机增压后进入涡轮，对涡轮进行冷却，可有效降低涡轮温度，与发展成熟的冷却系统，组成双冷却系统。超高速飞行时冲压发动机工作，解决高速飞行动力不足等问题。对进入发动机的异物具有排出功能，对大直径风扇、涡轮的离心力具有抑制功能。本发明能够提高发动机功率，为飞机提供充足推力；减轻鸟击破坏；降低涡轮表面温度；大幅度降低排气系统尾向红外辐射。

说明书

技术领域

本发明涉及一种涡轮航空发动机，且更具体地涉及一种环形涡扇航空发动机的系统结构。

背景技术

航空发动机的研制和发展是一项涉及空气动力学、材料、工程物理、机械、电子、密封、 自动化控制等综合性系统工程。航空发动机的结构导致它具有高温、高压、高转速、高负荷 等特点。目前先进燃气轮机涡轮进口燃气温度已经超过了1700℃，并进一步迈向2100℃甚至 更高的温度。压气机增总压比达到40+的。涡轮叶片叶尖的线速度达到2000公里/时而它 的叶片有3米多长。如此高温高负荷下，改善发动机整体结构是一条重要的发展方向。

世界上最先进的涡轮发动机，如遭遇鸟击，飞鸟被吸入涡轮风扇，使得发动机扇叶变形 或者卡住，致使发动机停机乃至起火，极易导致飞机失速坠毁。飞机在起飞和降落过程中最 易发生鸟击。每年都会有鸟击事故发生，有超过十多亿美元的直接经济损失。

用于航空燃气涡轮的涡轮叶片由于运行在高温气体中。外表面暴露在高温气体内，所以 为了防止涡轮叶片过热，要在其内侧或内部流通冷却剂，从内侧或内部对涡轮叶片进行冷却。 将冷却剂输送到涡轮转子叶片或轮叶上是燃气涡轮机设计中的一个重要问题，且因此已提出 了实现冷却剂输送的许多不同的系统和方法。举例来说美国专利No.5,226,785论述了使用 导流器和叶轮来输送叶片冷却流，而美国专利No.5,317,877论述了使已抽取空气穿过换热， 并且穿过环状空间将空气输送到转子上，其中使用叶轮将空气泵送直至涡轮叶片入口。在任 何情况，在当前的涡轮叶片冷却系统中，冷却涡轮叶片所需的冷却空气量均为用于给定机器 的总附加气流的大约30％至40％。因此，涡轮叶片冷却剂输送方法的任何提高都可对机器 的性能产生较大的改善。

机匣必须有足够的强度，在高转速时包容任何一个断裂或脱落的叶片，机匣没有发生较 大的破裂和严重变形。受外物撞击损伤(FOD)、高周疲劳(HCF)和低周疲劳(LCF)影响， 不可避免地出现叶片断裂。因此须对机匣进行可靠性设计，以避免发动机受损后的二次伤害。

发明内容

本发明是为了克服上述现有技术不足，提供了一种大推重比、超高速的航空发动机，用 以解决推重比小，涡轮发动机无法进行超高速飞行(当飞行马赫数大于4(M＞4)时，压气 机增压气流反而是不利的)，吸鸟及异物进入对发动机的影响，涡轮冷却及机匣强度等问题。 本发明为实现上述目标，采用如下技术方案：

本发明提供一种涡扇航空发动机的核心机，其发动机本体是空心的涡扇航空发动机。结 构如附图所示。由前到后依次为：进气保护、进口导流叶片、风扇、低压压气机、高压压气 机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮以及适用于本发明的涡轮叶片冷却系统。注：涡扇发动机 结构部分不在进行描述。中心涵道贯通整个涡轮发动机，风扇扇叶向中心延伸。其效果是防 止弓形激波的形成对冲压发动的气动参数造成破坏。中心涵道后部具有可控喉部用来控制通 过中心涵道气流的流量。喉部前端的喉式短扇叶用来控制中心涵道气流旋转以及对进入中心 涵道进气口的冷却剂进行过滤。中心涵道进气口为冷却剂进气口，它在短扇叶之间。进气口 进入的冷却剂经过涡轮轴时再次增压，泵送给涡轮，对涡轮进行冷却。隔离段后端为燃烧室 部分(中心涵道排气部分)，是波瓣形喷管。喷管中含有燃油喷嘴，点火器及火焰稳定器等冲 压发动机所需的必要部件。

风扇外缘及涡轮轮缘装有滚动轴承或磁力轴承与电磁装置。风扇、涡轮可以使用带冠轮 盘，轮盘外径使用滚动轴承或磁力轴承进行支撑，对离心力进行抑制可以有效改善材料的刚 性要求。但是相应加大了轴承的可靠性和精密性。使转子对叶片的拉力变为对滚动轴承或磁 力轴承的压力。改善风扇设计气动参数。减少离心力对榫头榫槽的刚性要求，也改善了在发 生FOD、HCF、LCF对机匣包容性的破坏。

中心涵道入口(即冲压发动机进气口处)有风扇扇叶向中心延伸，喉式短扇叶为尾端收 口形叶片。注：若旋转方向为顺时针则喉式短扇叶为逆时针制造。风扇扇叶向中心延伸其效 果是防止弓形激波的形成，尾端喉式短扇叶增加冷却剂进口压力。由于实际气流的黏性会导 致进入气体旋转，可在中心涵道表壁形成气膜，以隔绝气动加热。

可控喉部是控制喉部开口部分气流通过面积大小的部件。可控喉部是分为扩压段与隔离 段，其效果是扩压段对中心涵道进行扩压，隔离段在启动冲压发动机时的隔离，不使用冲压 发动机时对涡轮发动机排气进行冷却。

喉式短扇叶构造成用以清洁抽取空气的清洁装置。其效果是对进入的异物，清洁装置要 对其进行过滤。利用离心力将水、冰等物通过短扇叶剥离进气口，如进入冷却系统，区域温 度过低，膨胀差异对涡轮易造成不可逆的损伤。

尾部压气机具有进气阀门对所进入的已滤空气进行控制，而排气口也存在阀门对空气流 量进行控制。其效果当采用冲压发动机工作时，涡轮发动机不工作时，减少空气损失。

低压转子轴尾部具有压气扇叶和气室与尾锥组成尾部压气机结构。其效果是对进入的空 气进行增压，气室可存少量高压空气，维持压力平稳，为涡轮冷却提供冷却剂。

涡轮冷媒排放系统，有气室、涡轮盘倾斜气孔、阀门。其效果是从涡轮冷却后排出的气 体有释放空间。可大量引入冷却空气对涡轮进行冷却。冷却后气体排出到外涵道或尾锥排气， 当压力达到一定值时可引入到空调系统当中。而冲压发动机工作时，阀门是关闭的，减少扩 压损失。

前端风扇外缘及涡轮轮缘装有磁力轴承或滚动轴承与机匣上轴套组成配对，轴套布有电 路，产生高频电压。其效果是用来检测与控制发动机转速。如设计合理，可以用来发电。

喉部前端喉式短扇叶，叶身为网状结，叶片高度小于中心涵道直径的10％，且高度向后 端增高。其效果是改善中心涵道气流转速，剥离异物从收口排出，保持进气口清洁。

附图说明

图1是本发明的环形喷气式双转子涡扇航空发动机整体结构示意图

图2是本发动机风扇正视图

图3是本发动机涡轮及冷却进口剖面图

附图标记说明

1进气保护，2进气导流叶，3风扇，4外涵道，5中心涵道，6低压压气机，7高压 压气机，8环形燃烧室，9高压涡轮，10低压涡轮，11喉式短扇叶，12中心涵道进气口，13 尾锥，14排气整流(或加力燃烧室)，15可控喉部，16磁力轴承，17波瓣形喷管，18倾斜 气孔，19尾部压气机。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的工作过程做进一步的说明：

本发明如图1所示采用环形发动机结构。在原有涡扇航空发动机的基础上去掉风扇整流 锥，将中心制作成冲压发动机模式。在后续说明中将省略涡扇发动机部分。冲压发动机在无 相对运动时无法进行工作，所以现行冲压发动机大部分是复合发动机如秦岭涡扇发动机，它 的加力燃烧室部分就是一种冲压发动机。目前最先进的涡轮发动机在运行时圆心部分(转子 轴)并不进行做功，所有有效输出是转子与机匣之间，所以本发明使用空心转子轴让不做功 部分得到有效利用。空心转子轴的中空部分是直径很大的进气道。实用设计时要保证冲压发 动机的进气道设计参数：在涡轮发动机少量供油或不供油时，由冲压发动机提供动力所须的 空气流量裕度。进气道参数为：总压恢复系数，外阻力系数，出口流场均匀等。

气流在遇到整流锥后会产生气动阻力与正激波，压缩前方空气。外压式进气道设计点， 设计为稍亚临界状态，即：结尾正激波不在进气口而前移少许。但是外压式进气道的气流转 弯程度最大，外罩外壁的倾角最大，所以阻力较大；由于气流的折转程度较大，所以管道内 的总压损失也较大。所以由上面可以看出外压式进气道是无法设计成为超高速发动机的进气 道。本发明的中心涵道是一种内压式进气道。通过前端风扇、可控喉部与涡轮冷却系统一并 改善弓形激波，减少多余质量空气溢出口外。可有效解决难以“起动”问题。外压式进气道 在马赫数为2.5以下的战斗机上用的较多。

冲压发动机是本发明重要的系统部件。工作原理是：当飞行马赫数大于3(M＞3)进气 保护将减少对涡轮发动机的进气，冲压发动机开始进行工作。在实际发动机运行中，达到冲 压发动机最低起动标准，冲压发动机随即开始进行工作。注：飞行马赫数大于4(M＞4)时 压气机增压反而不利。

本发明示意图只有一级风扇如图2所示，因冲压发动机扩压机匣是低压转子轴，所以冲 压发动机机匣是旋转的。飞行器在高速飞行时进气系统将面临严重气动加热，当飞行马赫数 大于5(M＞5)发动机的壁面与空气摩擦后温度可达1000℃。所以冷却系统也是本发明的 重点之一：去掉整流锥而设计延伸扇。延伸扇叶供给的气流，由于实际气流的黏性会导致进 入气体旋转，可在中心涵道表壁形成扰动气膜，以隔绝气动加热。而喉式短扇叶为改善气流 旋转设计。喉式短扇叶的扇叶为多网孔状，除了用于改善气流旋转，还作为过滤气体及改善 激波对扩压器的影响。

中心涵道的中心涵道进气口，为燃气涡轮叶片和端壁的气膜冷却提供冷却剂。喉部前部 焊接喉式短扇叶给将要进入中心涵道进气口的冷却剂增压。进气口进入的空气，经过低压转 子轴尾部的压气扇叶与尾锥形成的尾部压气机进行增压，在气室扩压后，通过涡轮冷却结构 对涡轮进行冷却。增压后的冷却剂从高压涡轮与低压涡轮的根部向端部流去。中心涵道进气 口不直接在转子内壁开口，而是在轴壁凸起约1cm的平台，在平台中心开口。保证底部水、 冰经平台下排出。进气口是倾斜的以加强进气。密封可采用刷式密封。此处对密封要求严格。 冷却剂从涡轮盘根部向轮缘(整体轮盘)方向进行冷却。

中心涵道处进入的冷却质，气体流量大，实施气膜冷却时不存在气体流量不足，气膜不 足等现像。具体气膜冷却方法可以参阅申请公布号：CN 101910564 A等类似方法此处不再赘 述，本发明主要强调整体结构。

注意：本发明并不是只使用此种冷却方法，传统的冷却方式也在可以在本发明中使用， 降低冷却风险提高冷却可靠性。

高速飞行时，中心涵道的冲压发动机隔离段为喉式短扇叶尾端到火焰稳定器前端。其长 度通过计算：

$\frac{L}{H}<<\frac{\sqrt{\frac{\theta }{H}}}{\sqrt[4]{\mathrm{Re}}}\frac{50\left(\frac{P_e}{P_i}1\right)170{\left(\frac{P_e}{P_i}1\right)}^2}{\left({\mathrm{Ma}}_i^{2}1\right)}$

式中θ——隔离段进口附面层动量厚度

Ma_i——进口马赫数

——出口与进口静压比

Re——基于进口动量厚度θ的雷诺数

冲压发动机喉部是可控的：1.作为普通冲压发动机时，可以改变通过气流面积来调整冲 压发动机工作裕度。2.作为激波引燃冲压发动机时，用来作为整流罩使用以调整激波。隔离 段为最小尺寸。喉部可控部分在低压涡轮后端。在制作初期，可使用固定式喉部，使出口流 场均匀。喉部与低压转子是分离的，可用刷式密封。

隔离段后端为燃烧室部分它是波瓣形喷管，喷管中含有燃油喷嘴，点火器及火焰稳定器 等冲压发动机所需的必要部件。它与涡轮发动机排气为同一气室，原理参阅加力燃烧室不在 赘述。低速飞行条件下，不使用冲压发动机时通过喉部的气流用来降低尾锥排气温度与红外 抑制。

本发明风扇部分由于风扇中心无结点，当风扇足够大时，风扇的离心力会改变风扇的气 动参数。所以在初次制作时可以不采用此风扇，只体现本发明的思想就可以达到良好效果。 离心力是本发明最大难点，如何可控离心力本发明也提出方案：风扇是带冠扇叶，冠部是它 离心力的支承点，冠部是磁力轴承或滚动轴承的安装位。本发明用此方法对离心力进行抑制。 改变由原来转子对风扇的拉力变为风扇对机匣轴承的压力，因此对轴承要求十分严格。如滚 动轴承无法达到要求必须用磁力对扇叶离心力进行抑制。若磁力也无法进行抑制，可去风扇， 只保留延伸扇叶。如采用高强度材料，中心涵道无形变可不采用本发明所指的外承力结构。 注：涡轮轮缘端部也可以使用磁力轴承对离心力进行抑制。

本发明对异物进入是双重保护：1.进气保护。它在起飞降落时用来改善吸鸟及其它异物 进入对发动机的损伤、飞行器在正常飞行时改善飞机发动机产生的激波。另外对涡轮发动机 进气进行控制。2.进口导流叶片也是一重保护，如有异物进入到飞机发动机进气口，进气保 护使其向中心涵道流动，并从喉部排出。若异物质量过大，将进气保护撞断无法进入中心涵 道，此时消耗动能后的异物被进口导流叶阻档无法进入压气机，起到保护核心机的作用。

综上所述本发明有别于现有的涡轮风扇发动机结构，具有以下优点和突出性效果：(1) 提高了航空发动机的热效率，最重要的一点是本发明所提供的涡轮风扇发动机是一种可以进 行超高音速飞行的航空发动机(2)中心涵道与机匣有双重冷却系统，均可提供冷却。原固有 且发展成熟的冷却系统与本发明所指出的冷却系统可以并存。两套系统可以迅速的将叶片温 度降低到设计范围。(3)进口导流叶片具有双重功能，分别是进气与保护。在高速飞行时减 少对涡轮发动机的进气，在发生鸟击或其它物体进入发动机时，进口导流叶片可做为一道屏 障，使异物从中心涵道喉部排出，给核心机以安全裕度。(4)从根本上消失掉发动机整流锥 的对空阻力及高速飞行的热障。

本发明描述了上述环形喷气式双转子涡扇航空发动机的一个实施案例，应当容易理解的 是，本发明并不限于这些公开的实施例。相反而言，可修改本发明以结合此前并未描述的许 多变型、改变、替换或等同布置，但其与本发明的精神和范围相当。此外，但应当理解的是， 本发明不限于上述描述的涡扇航空发动机细节和气流运行方式，而是涵盖权利要求书来限定 的内容，以及由此引申和变形的等效原理和结构。