一种富燃预燃涡扇发动机

摘要

本发明公开了一种富燃预燃涡扇发动机，涉及航空发动机技术，内涵道预冷器在进气道后部的内涵道内，位于风扇上游，冷却风扇的内涵进口空气。外涵道预冷器在进气道后部的外涵道内，位于风扇上游，冷却风扇的外涵进口空气。风扇排出的内涵空气在高压压气机中继续被压缩。内涵道预冷器和外涵道预冷器采用燃料为冷质，被空气加热的燃料在燃料混合室中混合。混合后的燃料与高压压气机排出的空气在燃气发生器中进行富燃燃烧。燃气发生器排出的富燃燃气在高、低压涡轮中做功，驱动风扇和高压压气机压缩空气。涡轮排出的富燃燃气与风扇排出的外涵空气在后燃室掺混、燃烧。后燃室排出的高温燃气进入尾喷管膨胀产生推力。因此，可实现高比冲的高马赫数飞行。

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，是一种高飞行马赫数涡轮基组合循环发动机，更具体的说，是一种具有进气预冷和富燃预燃的加力式混合排气涡扇发动机，最大飞行马赫数4以上。

背景技术

现有吸气式涡轮发动机的飞行马赫数一般在1-2范围，提高飞行马赫数至4以上将明显缩短飞行时间。由于简单循环发动机难以适应空域和速域的大幅变化，涡轮基组合循环发动机推进技术日益受到重视。然而，目前为高马赫数飞行器构想的涡轮冲压组合发动机存在模态转换复杂和具有非必要质量的问题，燃气发生器式空气涡轮火箭发动机存在比冲偏低的问题，膨胀式空气涡轮冲压发动机存在推重比偏低和不易小型化的问题，Sabre和Scimitar发动机具有结构复杂和部件不易匹配的问题。因此，有必要进一步探索和提出具备比冲高、结构简单和工作范围宽等特点的涡轮基组合循环推进系统。

发明内容

为了增加高飞行马赫数发动机的比冲和推力，并促进高飞行马赫数发动机的小型化，本发明提供一种富燃预燃涡扇发动机，其技术解决方案是：

一种富燃预燃涡扇发动机，其包括：进气道、内涵道预冷器、外涵道预冷器、风扇、低压轴、高压压气机、高压轴、燃料混合室、燃气发生器、高压涡轮、低压涡轮、燃气混合器、后燃室、尾喷管、轴承、支板、外机匣和内机匣，其特征是：

所述内涵道预冷器为换热器，在所述进气道后部的内涵道内，位于所述风扇上游，采用燃料冷却所述风扇的内涵进口空气，其排出的燃料进入所述燃料混合室；

所述外涵道预冷器为换热器，在所述进气道后部的外涵道内，位于所述风扇上游，采用燃料冷却所述风扇的外涵进口空气，其排出的燃料进入所述燃料混合室；

所述风扇包含一级或多级轴流式风扇转子，其内涵道排出的空气进入所述高压压气机，其外涵道排出的空气进入所述后燃室；

所述低压轴穿过所述高压轴内部，该低压轴与该高压轴共同一轴线；

所述高压压气机包含一级或多级压气机转子，其排出的空气进入燃气发生器；

所述风扇的前面级或全部级安装于低压轴的前端；

所述风扇的后面级既可安装于低压轴的前端，也可安装于高压轴的前端；

所述高压压气机安装于高压轴的前端，位于所述风扇的后面级的下游；

所述燃气发生器混合并燃烧所述燃料混合室排出的燃料和所述高压压气机排出的空气，燃料和空气燃烧产生的富燃燃气进入所述高压涡轮；

所述高压涡轮包含一级或多级高压涡轮转子，其排出的富燃燃气进入所述低压涡轮；

所述低压涡轮包含一级或多级低压涡轮转子，其排出的富燃燃气进入所述后燃室；

所述高压涡轮和低压涡轮分别安装于高压轴和低压轴的后端；所述后燃室混合并燃烧所述低压涡轮排出的富燃燃气和所述风扇排出的空气，燃烧后产生的燃气进入所述尾喷管；

所述尾喷管加速后燃室产生的燃气，喷出后产生推力。

所述高压轴和所述低压轴可以合并为一根轴，即所述风扇、高压压气机、高压涡轮和低压涡轮构成一个转子。

所述尾喷管的喉口面积可调，面积可调装置是可以沿轴向滑动的柱塞式中心体，也可以是安装在机匣上的鱼鳞调节片。

所述燃料混合室排出的燃料可以直接进入燃气发生器，也可以经过所述后燃室的内壁再进入燃气发生器。

所述外涵道预冷器和燃料混合室在飞行马赫数不超过4时可以取消，此时燃料经过内涵道预冷器后直接进入所述燃气发生器。

本发明的工作原理是：

富燃预燃涡扇发动机的外涵道预冷器在进气道后部的外涵道内，位于风扇上游，冷却风扇的外涵进口空气。风扇排出的内涵空气在高压压气机中继续被压缩。内涵道预冷器和外涵道预冷器采用燃料为冷质，被空气加热的燃料在燃料混合室中混合。混合后的燃料与高压压气机排出的空气在燃气发生器中进行富燃燃烧。燃气发生器排出的富燃燃气在高、低压涡轮中做功，驱动风扇和高压压气机压缩空气。涡轮排出的富燃燃气与风扇排出的外涵空气在后燃室掺混、燃烧。后燃室排出的高温燃气进入尾喷管膨胀产生推力。

本发明与现有技术相比具有以下特点：

富燃预燃涡扇发动机在风扇进口布置内涵道预冷器和外涵道预冷器，可以降低风扇和高压压气机排气温度，使风扇和压气机叶片温度在高飞行马赫数时不超出材料许可限制。内涵道预冷器和外涵道预冷器分别布置，使内涵道预冷器能够采用更高的燃料/空气质量比，一方面使压比较高的高压压气机排气不超温；另一方面使高压压气机的耗功减小，从而降低涡轮总膨胀比和燃气发生器的富燃燃气压力。由于涡轮的排气压力需要与风扇的排气压力平衡，风扇内涵排气通过高压压气机压缩，使内涵空气能够在所需的涡轮进口压力下进入富燃燃气发生器。高压压气机压缩的空气用作富燃燃气发生器中的氧化剂，避免了采用液氧泵供应氧化剂的方式，提高了发动机比冲。与常规航空发动机的富氧燃烧室相比，富燃预燃涡扇发动机的燃气发生器采用富燃燃烧，消化了高飞行马赫数下用于冷却空气的大量燃料，一方面增加了涡轮工质的质量流量，从而降低了涡轮的膨胀比和级数；另一方面提高了涡轮进口燃气的体积流量，有利于提高涡轮效率。富燃预燃涡扇发动机采用加力式后燃室，通过较高燃烧温度提高了单位推力，有利于提高发动机推重比。

与现有组合循环发动机相比，富燃预燃涡扇发动机具有无模态转换和比冲高的特点，可作为高飞行马赫数输运系统的推进动力装置，具有良好的应用前景。

附图说明

图1为本发明的富燃预燃涡扇发动机的循环流程图。

图2为本发明的富燃预燃涡扇发动机的立体结构示意图。

图3为本发明的富燃预燃涡扇发动机过中心轴的结构剖面图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，并不因此而限定本发明的保护范围。

需要说明的是，附图中未绘示或描述的实现方式，为所属技术领域中普通技术人员所知的形式。此外，以下实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本发明。

如图1所示，本发明的富燃预燃涡扇发动机，包括进气道、内涵道预冷器、外涵道预冷器、风扇、低压轴、高压压气机、高压轴、燃料混合室、燃气发生器、高压涡轮、低压涡轮、燃气混合器、后燃室、尾喷管、轴承、支板、外机匣和内机。

内涵道预冷器为换热器，在进气道后部的内涵道内，位于风扇上游，采用燃料冷却风扇的内涵进口空气，其排出的燃料进入燃料混合室；外涵道预冷器为换热器，在进气道后部的外涵道内，位于风扇上游，采用燃料冷却风扇的外涵进口空气，其排出的燃料进入燃料混合室；风扇包含一级或多级轴流式风扇转子，其内涵道排出的空气进入高压压气机，其外涵道排出的空气进入后燃室；低压轴穿过高压轴内部，该低压轴与该高压轴共同一轴线；高压压气机包含一级或多级压气机转子，其排出的空气进入燃气发生器；燃气发生器混合并燃烧燃料混合室排出的燃料和高压压气机排出的空气，燃料和空气燃烧产生的富燃燃气进入高压涡轮；高压涡轮包含一级或多级高压涡轮转子，其排出的富燃燃气进入低压涡轮；低压涡轮包含一级或多级低压涡轮转子，其排出的富燃燃气进入后燃室；后燃室混合并燃烧低压涡轮排出的富燃燃气和风扇排出的空气，燃烧后产生的燃气进入尾喷管；尾喷管加速后燃室产生的燃气，喷出后产生推力。

结合图2、3，本发明的富燃预燃涡扇发动机中，前支板1通过焊接连接在进气道中心锥2与外机匣3的前端，中支板4通过焊接连接在外机匣3、中间机匣5和内机匣6的中部，后支板7通过焊接连接在喷管尾锥8和外机匣3的后端；压气机预冷器9通过焊接连接在内机匣6和预冷器支板10之间，风扇预冷器11通过焊接连接在预冷器支板10和外机匣3之间，位于进气道中心锥2下游；风扇12位于压气机预冷器9、风扇预冷器10下游，高压压气机13下游，高压压气机13包括1级压气机，风扇出口导向器叶片14用螺栓15安装在中间机匣的前端，位于中支板4的上游，高压压气机进口导向器叶片16用螺栓安装在中间机匣5和内机匣6之间，高压压气机出口导向器叶片17用螺栓18沿周向均匀固定在中间机匣5和内机匣6之间，位于高压压气机转子叶片下游，中支板4上游。风扇转子轮盘19通过销钉20联接在低压轴21的前端，高压压气机转子轮盘22通过销钉23联接在高压轴24的前端。高压涡轮25位于低压涡轮26的上游，高压涡轮25包括1级涡轮，低压涡轮26包括1及涡轮，均被中间机匣5环绕。高压涡轮进口导向器27用螺栓28安装在中间机匣5和内机匣6之间。低压轴21穿过高压轴24的内部，与高压轴24共同一轴线。低压涡轮转子轮盘29通过销钉30联接在低压轴21的后端，与风扇转子轮盘19共同构成低压转子31；止推轴承32固定在内机匣6上，作为低压转子31的前支点；轴承33固定在内机匣6的后端，作为低压转子31的后支点。高压涡轮转子轮盘34通过销钉35联接在高压轴24的后端，与高压压气机转子轮盘22构成高压转子36；止推轴承37固定在内机匣6上作为高压转子35的前支点，轴承38固定在内机匣6的后端作为高压转子36的后支点；低压涡轮进口导向叶片39通过螺栓固定在中间机匣5上，位于高压涡轮转子叶片的下游，低压涡轮转子叶片的上游；支撑40通过焊接连接在中间机匣5和内机匣6的中部，低压涡轮转子叶片的下游，喷管尾锥8的上游。多个单管燃气发生器41沿周向均匀分布，其通过螺栓42固定在中间机匣5内壁面；波瓣混合器43通过螺栓44固定在中间机匣5后端的安装边45上；喷管尾锥8通过螺栓46固定在内机匣6后端。燃烧室47通过螺栓48固定在外机匣3后端的安装边49上，呈全环形，其内部沿周向均匀布置多个点火器50，火焰稳定器51通过焊接连接在后支板7上；尾喷管52通过螺栓53固定在外机匣3末端的安装边54上，其喉道面积通过液压执行机构55改变；压气机预冷器9与风扇预冷器10中冷质在混合室56中掺混，混合室56位于前支板1下游，中支板4上游，通过焊接连接在外机匣3的外侧；混合室56中冷质通过冷质导管57进入单管燃气发生器41中，冷质导管57通过焊接连接在外机匣3的外侧，位于前支板1下游；风扇转子轮盘19与高压压气机转子轮盘22之间、高压压气机转子轮盘22与中间机匣5之间、高压涡轮转子轮盘34与内机匣6之间、高压涡轮转子轮盘34与低压涡轮转子轮盘29之间、低压涡轮转子轮盘29与内机匣6之间均安装有蓖齿封严装置58。

通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。