CN102383970A

CN102383970A - 一种涡轮风扇发动机

Info

Publication number: CN102383970A
Application number: CN2010102665020A
Authority: CN
Inventors: 李吉光
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2010-08-30
Filing date: 2010-08-30
Publication date: 2012-03-21

Abstract

本发明公开了一种涡轮风扇发动机，具体说是一种可增大进气量及推力的涡轮风扇发动机，它包括风扇部分、轴流式压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管，尾喷管中可有也可无加力燃油喷嘴，其结构特点是在进气口、风扇部分或轴流式压气机至燃烧室中的火焰筒前部之间还设有可调节并增大发动机进气量的氧气喷嘴。采用这种结构的涡轮风扇发动机在起动时或起动以后，通过控制氧气喷嘴的氧气喷射流量及压力并调整火焰筒内燃油喷嘴的喷油量与燃烧室中火焰筒内外的气体量相适配，就可增大发动机的进气量及推力；当尾喷管中有加力燃油喷嘴并喷油时，其推力会更大，并且这种涡扇发动机还可增大航程，降低油耗。

Description

一种涡轮风扇发动机

技术领域：

本发明涉及一种涡轮风扇发动机，属涡轮风扇发动机技术领域。

背景技术：

目前的军用非加力式、加力式涡扇发动机，要在长度、直径不变或缩小的条件下增大其推力，主要靠提高进入涡轮前的燃气温度来实现，如M88、EJ200、F119这些最先进的军用加力式涡扇发动机，但它们必须使用耐高温、性能好的涡轮叶片材料、涂层材料及先进的冷却技术，不但这些技术和材料我国目前并未全部掌握，值得一提的是M88、EJ200和F119的推重比虽高，但其总增压比却并不很高。

在涡轮/火箭发动机中，虽然液氧和压缩空气分别燃烧使飞机推力增长大，具有高空高速和完全加速的特点，但由于压缩空气在加力燃烧室中燃烧，低马赫数时效率低，且液氧和煤油的消耗量高、续航时间短、限制了其应用。

发明内容：

本发明的目的是提供一种增大进气量及推力的涡轮风扇发动机。

本发明是这样实现的：包括风扇部分、轴流式压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管中可有也可无加力燃油喷嘴，即包括加力式或非加力式涡扇发动机的所有部件，其结构特征是在进气口、风扇部分或轴流式压气机至燃烧室中的火焰筒前部之间设有可调节并增大发动机进气量的氧气喷嘴。

所述氧气喷嘴的数量为1个至1个以上，可为固定式或可伸缩的；即可位于进气口中，也可穿过进气口至风扇部分或轴流式压气机至燃烧室中的火焰筒前部之间的外壁进入发动机内，但不触及风扇或压气机转子；氧气的压力在氧气喷嘴处进气压力和氧气瓶或氧气容器内氧气的最高压力之间，其压力和流量可根据需要适当选择。

采用上述结构后，由于在进气口、风扇部分或轴流式压气机至燃烧室中的火焰筒前部之间设有可调节并增大发动机进气量的氧气喷嘴，在涡扇发动机起动时或起动以后，通过氧气喷嘴往发动机内喷射一定压力和流量的氧气，可增大发动机的进气量，进气量增大其推力必然增大；也可以同时调整火焰筒内燃油喷嘴的喷油量与燃烧室内火焰筒内外的压缩空气和氧气的混合气相适配，也可增大发动机的推力；而发动机在增大推力后必会吸入比原压缩空气更多的空气，这时逐步减少氧气的喷射量至停止，而用发动机增大推力后所吸入的空气，并调整火焰筒内燃油喷嘴的喷油量与燃烧室内火焰筒内外的空气量相达配，就可使发动机的进气量及推力较无氧气喷入时增大。即在涡扇发动机起动时或起动以后，通过控制氧气喷嘴的氧气喷射压力及流量并调整火焰筒内燃油喷嘴的喷油量与燃烧室中火焰筒内外的气体量相适配，就可增大发动机的进气量及推力，当尾喷管中有加力燃油喷嘴并喷油时，其推力会更大，并且这种涡扇发动机还可增大航程、降低油耗。

附图说明：

图1是本发明的一种涡轮风扇发动机结构示意图；

图2是本发明的另一种涡轮风扇发动机结构示意图；

图3是单级风扇的结构示意图；

图4是轴流式压气机的一个级结构示意图；

图5是氧气喷嘴在进气口中的结构示意图；

图6是氧气喷嘴在进气口至风扇部分或轴流式压气机至燃烧室中的火焰筒前部之间壁部的结构示意图；

图7是单级涡轮的结构示意图。

具体实施方式：

参照附图1、2、3、4、5、6、7，本发明所述的一种涡轮风扇发动机包括风扇部分1、外涵道2、轴流式压气机3、燃烧室中的火焰筒4、燃油喷嘴5，从进气口、风扇部分1、轴流式压气机3至燃烧室中的火焰筒4前部之间的位置6，设有可调节并增大发动机进气量的氧气喷嘴13，它可位于风扇部分1前面的进气口中，如图5所示，也可穿过进气口至风扇部分1或轴流或压气机3至燃烧室中的火焰筒4前部之间的外壁14进入发动机内，如图6所示，但不触及风扇部分1及轴流或压气机3的转子，分别与轴流式压气机3和风扇部分1相连接的涡轮7、8及尾喷管9，尾喷管9中无加力燃油喷嘴10时为本发明的一种非加力式涡扇发动机，尾喷管9中有加力燃油喷嘴10时为本发明的一种加力式涡扇发动机，如图1、2、5、6所示。

风扇部分1为单级风扇11或由单级风扇11组成的1级以上的风扇；轴流式压气机3是由多个轴流或压气机的一个级12组成的多级压气机，可为单轴、2轴至多轴；涡轴7、8分别为单级涡轮15或由单级涡轮15组成的单级以上的涡轮、单级高低压或多级涡轮，如图3、4、7所示；其中单级风扇11、轴流或压气机的一个级12、单级涡轮15的结构与目前涡扇发动机中的都相同，轴流式压气机的一个级12动叶片在前而单级涡轮15的动叶片在后。

目前工业用氧气瓶中氧气的压力为150标准大气压，在本发明中可用现成的瓶装氧气也可适当增大氧气的压力，而为了减轻重量氧气瓶可用复合材料。

当所述涡扇发动机为本发明的一种涡扇发动机时，在涡扇发动机起动时或起动以后，通过控制氧气喷嘴13的氧气喷射压力及流量并调整燃油喷嘴5的喷油量与火燃筒4内外的气体量相适配，就可增大发动机的进气量及推力；当尾喷管9中有加力燃油喷嘴10并喷油时，其推力会更大，其过程如前文所述；与目前普通结构的涡扇发动机如M88、EJ200、F119相比，在长度和直径相同时，其进气量和推力更大，总增压比也大；与涡轮/火箭发动机相比，其氧气只有起动作用，并且在火焰筒4内燃烧，效率高、氧气和煤油消耗低；对于歼击机、强击机，轰炸机及巡航导弹，利用本发明的一种加力式或非加力式涡扇发动机不但可增大进气量及推力，增大航程、降低油耗，而且由于目前涡扇发动机的空中停车率极小，还可在利用氧气增大推力巡航后，抛掉剩余的氧气及氧气容器，以减轻重量提高推重比，因此本发明的一种涡扇发动机具有重要的军事应用价值和战略意义！

Claims

1.一种涡轮风扇发动机，包括风扇部分1、外涵道2、轴流式压气机3、燃烧室中的火焰筒4、燃油喷嘴5、分别与轴流式压气机3和风扇部分1相连接的涡轮7、8，尾喷客9，其特征是在进气口、风扇部分1或轴流式压气机3至燃烧室中的火焰筒4前部之间的位置6还设有可调节并增大发动机进气量的氧气喷嘴13。

2.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是在尾喷管9中还有加力燃油喷嘴10。

3.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是在尾喷管9中无加力燃油喷嘴10。

4.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是风扇部分1为单级风扇11或由单级风扇11组成的1级以上的风扇。

5.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是轴流式压气机3是由多个轴流式压气机的一个级12组成的多级压气机。

6.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是氧气喷嘴13位于风扇部分1前面的进气口中。

7.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是氧气喷嘴13穿过进气口至风扇部分1或轴流式压气机3至燃烧室中的火焰筒4前部之间的外壁14进入发动机内。

8.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是涡轮7为单级涡轮15或由单级涡轮15组成的单级以上的涡轮。

9.根据权利要求1所述的一种涡轮风扇发动机，其特征是涡轮8为单级涡轮15或由单级涡轮15组成的单级以上的涡轮。