CN103835836B - 一种涵道比可控的燃气轮机 - Google Patents
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一种涵道比可控的燃气轮机，适用于飞机、地面装甲车辆、舰船、移动电站等作为动力。该燃气轮机除拥有常规的内涵道外，还拥有独立的外涵道、外涵道燃烧室、外涵道流通截面面积控制装置，能够实现涵道比可控；可获得较常规涡扇发动机更大的推重比；在用于地面装甲车辆、舰船、移动电站作为发动机时，可在部分负荷时获得比常规单涵道燃气轮机更低的燃油消耗率；可为飞行器提供推力矢量控制力矩。
Description
技术领域 本发明涉及一种能用于飞机、舰船、装甲车辆、地面移动电站等作为动力，其涵道比可控的燃气轮机。
背景技术 众所周知，用于航空领域的涡扇发动机是一种同时拥有内涵道和外涵道的双涵道燃气轮机，其特点是比只有一个涵道的燃气轮机例如涡喷发动机，有更大的推重比并在部分负荷时有更低的油耗，但现有技术中的常规涡扇发动机仍有以下缺点。1、现有常规涡扇发动机内外涵道流过的空气的比例是固定的，不能在飞机等飞行器处于低速和高速等不同飞行状态下时都获得最佳性能；2、受限于其内涵道外壳壁面被包裹于外涵道气流通道内的结构特点，当外涵道气流的工作温度和压力升高时势必要提高内涵道外壳所承受的温度和压力，增加内涵道外壳的重量与制造难度，故常规涡扇发动机外涵道气流的工作温度和压力相对较低，且位于于发动机涡轮后面的加力燃烧室的直径和长度也都因该结构特点的限制而较大，限制了发动机推重比的进一步提高；3、常规涡扇发动机受限于内外涵道不能相互独立、且涵道比不可控的结构，在尾部装上动力涡轮后内外涵道排放的燃气在工作涡轮前、发动机涡轮后的加力燃烧室中与燃油混合燃烧时，会导致发动机涡轮后的压力升高，引起发动机涡轮前后的压力差减小以致其效率降低，故其难以在后部增加动力涡轮后仍保持双涵道燃气轮机在各种部分负荷状态下油耗比单涵道燃气轮机低的特点，不利于适应经常工作于各种负荷状态下的地面装甲车辆、舰船等的要求。
发明内容 本发明的目的在于提供一种涵道比可控的燃气轮机，它除具有常规双涵道燃气轮机即涡扇发动机的特点外，还具有以下特点。1、其内外涵道流过的空气的比例可控，即其涵道比可控，故可在飞行器处于低速和高速等不同飞行状态时都能获得最佳性能；2、其内外涵道相互独立，故可大大提高外涵道气流的工作温度和压力，且不在发动机涡轮后面设置加力燃烧室，从而得以进一步提高燃气轮机的推重比；3、因采用内外涵道相互独立、且涵道比可控的结构，故在后部增加动力涡轮后仍能保持双涵道燃气轮机部分负荷时油耗比单涵道燃气轮机低的特点，以利于适应经常工作于多种负荷状态下的地面装甲车辆、舰船等的使用要求。
本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机除包括发动机壳体、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷口等常规燃气轮机所拥有的零部件外，它还包括中心线与发动机内涵道中心线不重合的独立外涵道、附属于外涵道的外涵道燃烧室和外涵道流通截面面积控制装置，可根据使用工况的需要通过外涵道流通截面面积控制装置控制外涵道的局部流通截面面积增大或减小，从而达到控制流过内外涵道空气流量的比例、实现涵道比可控的目的；当外涵道燃烧室的喷油量为适应发动机负荷的变化而增大或减小时，可通过外涵道流通截面面积控制装置，控制外涵道局部流通截面面积也相应增大或减小，将外涵道气流的压力控制在设定的范围内、保证涵道比不随外涵道燃烧室喷油量的变化而变化；外涵道位于内涵道和发动机壳体的侧面、压缩空气从位于压气机段的发动机壳体上的引气口向外引出并进入外涵道；独立外涵道的数量不少于2个，外涵道及附属于其的外涵道燃烧室和外涵道流通截面面积控制装置以内涵道中心线为基准对称设置，以避免因从引气口引出的气流不对称导致压气机的效率下降；当在内、外涵道尾部分别或者仅在外涵道尾部装上工作涡轮并连以输出轴后，则可用于地面装甲车辆、舰船等作为动力。
由上述本发明的技术方案可知，本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机，不仅拥有现有常规涡扇发动机的优点，而且与之相比还有以下优点。1、涵道比可控，故可在飞行器的各种工况下均获得最佳性能。2、外涵道及其燃烧室与内涵道及其燃烧室相互独立，外涵道因此可以在采用相同的流通截面时承受比常规涡扇发动机外涵道更高的温度和压力以使外涵道气流的喷射速度和喷气流量增大，并取消常规涡扇发动机尺寸较大的加力燃烧室，从而达到提高发动机推力和推重比的目的。而常规涡扇发动机由于内涵道外壳壁面被包裹在外涵道的气流通道内，在外涵道温度和压力升高时势必要升高内涵道外壳所承受的温度和压力，额外大幅增加内涵道外壳的重量和制造难度，位于发动机涡轮后的加力燃烧室的直径和长度也因该结构特点的限制而较大，故常规涡扇发动机推力和推重比能够增大的幅度大大低于本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机。3、因采用外涵道及其燃烧室与内涵道及其燃烧室相互独立、且涵道比可控的结构，在本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机的内、外涵道尾部分别或者仅在外涵道尾部装上工作涡轮并连以输出轴后，流过外涵道的气流在外涵道燃烧室中与燃油混合燃烧时，不会导致内涵道发动机涡轮后压力发生变化以及内涵道发动机涡轮效率降低，故可使流过内、外涵道的空气总量保持与全负荷时相同，仅通过改变外涵道燃烧室的喷油量来改变外涵道气流的温度和流速，以达到改变输出功率或者推力的目的。所以与单涵道燃气轮机比，部分负荷时本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机，其内外涵道的排气总流量相对较大而平均排气温度相对较低，可在部分负荷时获得比单涵道燃气轮机更低的燃油消耗率而无论其内外涵道的尾部是否装有工作涡轮和输出轴。而现有常规涡扇发动机受内外涵道不能相互独立、涵道比不可控的结构限制，不能在尾部装上工作涡轮和输出轴用于地面装甲车辆、舰船等后仍然保持其部分负荷时油耗比单涵道燃气轮机低的特点。
附图说明 图一是本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机的一种结构示意图，1为发动机内涵道中心线，2为压气机，2a为低压压气机，2b为高压压气机，3为外涵道流通截面面积控制装置，4为外涵道燃烧室，5为外涵道，6为内涵道燃烧室，7为发动机涡轮，7a为高压涡轮，7b为低压涡轮，8为发动机壳体，8a为引气口，9为尾喷口、其排气方向朝后。图一的读图方向为：以气流流入端为前、流出端为后，即压气机2在前、尾喷口9在后；同理，外涵道燃烧室4的进气端为前、排气端为后。
图2是本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机的另一种结构示意图，其上各序号的意义与图一完全相同，不同之处在于尾喷口9后移、排气方向由朝后改为朝上，并增加了新的零件和相应序号。新增序号的意义是：10为内涵道工作涡轮，11为外涵道工作涡轮，12为输出轴，13为发动机壳体和外涵道工作涡轮壳体的局部剖视图分界线，14为外涵道尾喷口、其排气方向朝上，15为外涵道工作涡轮壳体，16为外涵道工作涡轮壳体进气口。
具体实施方式 图一是本发明的一个最佳实施例，其原理如下。(一)气流在以1为中心线的内涵道内，由低压压气机2a、高压压气机2b、内涵道燃烧室6、高压涡轮7a、低压涡轮7b、尾喷口9顺序流过，并在内涵道燃烧室6中与燃油混合燃烧，尾喷口9的流通截面面积可根据需要增大或减小以保持低压涡轮后的压力在设定的范围内、其工作原理和结构与普通涡扇发动机的尾喷口相同，简而言之气流流过内涵道的工作过程和原理与常规涡扇发动机类似。(二)两个独立的外涵道5及附属于其的外涵道燃烧室4和外涵道流通截面面积控制装置3以内涵道中心线1为基准对称设置、位于内涵道中心线1和发动机壳体8的两侧，压缩空气由发动机壳体8上的两个引气口8a向外引出并进入外涵道5。引气口8a选在低压压气机2a与高压压气机2b之间的发动机壳体上，以便获得的压缩空气的压力大大高于常规涡扇发动机从风扇后引入外涵道的空气的压力，减小外涵道的尺寸，相对增加流过外涵道空气的比例。位于外涵道燃烧室4前面的外涵道流通截面面积控制装置3，按飞行器的飞行速度和高度等飞行状态控制进入外涵道的空气流量即控制涵道比；位于外涵道燃烧室4后面的外涵道流通截面面积控制装置3，按外涵道燃烧室4喷油量的增大或减小相应增大或减小局部流通截面面积，以使外涵道气流压力始终保持在设定的范围内，从而使涵道比不会随外涵道燃烧室4的燃油喷射量的变化而变化，其工作原理与普通涡扇发动机尾喷口的工作原理类似，故也可采用类似结构的尾喷口作为该流通截面面积控制装置。外涵道燃烧室4在内涵道燃烧室6喷油量达到额定值、即发动机总进气量达到额定值后才进入工作状态，通过外涵道燃烧室4喷油量的增减相应增减发动机的推力；两个独立的外涵道5及附属于其的外涵道燃烧室4和外涵道流通截面面积控制装置3，以发动机内涵道中心线1为基准对称设置，以避免因从引气口8a引出的气流不对称导致压气机2的效率下降。由于为了在发动机压气机2与引气口8a之间保持一定的压力以便内外涵道气流保持设定的涵道比，需要外涵道流通截面面积控制装置3来产生可调节的局部阻力使外涵道总的局部阻力之和为设定值，且该可调节的局部阻力远大于外涵道其他地方产生的局部阻力之和，故外涵道其他地方局部阻力对发动机性能产生的影响，可通过流量截面面积控制装置3对外涵道总的局部阻力之和的调节来减小到最低程度。(三)由前述可知，在本发明中涉及的流通截面面积控制装置3有两个作用，其一为根据飞行器的飞行速度和高度等飞行状态改变涵道比，其二为在外涵道燃烧室喷油量增减时使外涵道的压力维持在设定的范围内以保持涵道比不变，这第二个作用在许多情况下其实更为重要。本实施例采用分别位于外涵道燃烧室4前面和后面的两个流通截面面积控制装置来应对两个变量、完成两项任务，但为了简洁也可以只采用其中的一个，而以计算机控制等技术来适应复杂的双变量控制规律，并按外涵道流通截面面积控制装置3是位于外涵道燃烧室的前面还是后面分别构成另外两个实施例。(四)在原理示意图图一上，位于外涵道燃烧室4前面的外涵道流通截面面积控制装置3上的节流板绕该板的中心线转动以增减外涵道局部流通截面面积、位于外涵道燃烧室4后面的外涵道流通截面面积控制装置3上的节流板绕该板的一端转动以增减外涵道局部流通截面面积，但这只是为了便于说明原理的示意图，实际实施时可以根据具体情况采用各种结构的流通截面面积控制装置，例如位于外涵道燃烧室4后面的流通截面面积控制装置3就可采用与常规涡扇发动机尾喷口类似的原理和结构来控制外涵道局部流通截面面积。(五)在图一的实施例中，外涵道5的数量为两个，事实上外涵道的数量是可以根据具体情况变化的。例如为了采用较大的涵道比使尽可能多的气流由无涡轮、阻力较低的外涵道流过，也可以采用三个对称的外涵道以减小单个外涵道横截面的尺寸，构成与图一略有区别的另外一个实施例。(六)由图一所示的实施例可见，因外涵道在长度方向与内涵道相同，且不在低压涡轮7b后面设置加力燃烧室，故本发明涉及的涵道比可控的燃气轮机的长度，小于带加力燃烧室的常规涡扇发动机的长度。(七)可通过对外涵道燃烧室4喷油量的控制使两个外涵道的推力产生差异，从而为飞行器提供推力矢量控制力矩。(八)可在位于外涵道燃烧室4前面的外涵道流通截面面积控制装置3和外涵道燃烧室4之间的那段外涵道上设置能够从外部直接进气、平时关闭的超音速进气口，该超音速进气口在飞行器速度超过音速时可根据需要打开，同时关闭位于外涵道燃烧室4前面的外涵道流通截面面积控制装置3、阻止内涵道气流流入外涵道，事实上使内涵道成为一台涡喷发动机、两个外涵道5则成为两台冲压发动机。
图二是本发明的另一个实施例。该方案与图一的方案相比，不同之处在于：(一)尾喷口9排气方向由图一的朝后改为朝上，在其与低压涡轮7b之间增加了内涵道工作涡轮10。(二)两个独立外涵道(5)内的气流在尾喷口9后面新增加的外涵道工作涡轮壳体15内汇合后，流过新增加的外涵道工作涡轮11再由朝上的外涵道尾喷口14排出。(三)新增加的输出轴12由外涵道工作涡轮11和内涵道工作涡轮10共同推动向外输出功率，以便该燃气轮机用于地面装甲车辆、舰船、移动电站等作为动力。(四)尽量增大流过外涵道(5)的空气流量的比例和在工作过程中保持内外涵道总进气流量不变，主要通过增减外涵道燃烧室4的喷油量来改变输出轴12的输出功率，故可以在部分负荷时降低平均排气温度、获得比单涵道燃气轮机更低的燃油消耗率。(五)当涵道比较大、内涵道工作涡轮10做功价值很低时，也可将内涵道工作涡轮10取消只保留外涵道工作涡轮11这一个工作涡轮，此时就构成了与图2略有区别的另外一个实施例。(六)也可以像某些涡轮轴发动机那样，让输出轴12向前穿过内涵道中心由低压压气机2a的前面向外输出功率，从而构成与图2略有不同的另外一个实施例。
Claims (8)
1.一种涵道比可控的燃气轮机，包括发动机壳体(8)、压气机(2)、燃烧室(6)、涡轮(7)、尾喷口(9)，其特征是：它还包括中心线与内涵道中心线(1)不重合的独立的外涵道(5)、外涵道燃烧室(4)和外涵道流通截面面积控制装置(3)，可根据需要通过外涵道流通截面面积控制装置(3)控制外涵道(5)的局部流通截面面积增大或减小，从而达到控制内外涵道空气流量的比例、实现涵道比可控的目的；在独立的外涵道(5)中空气流量不为零的正常工况下，外涵道燃烧室(4)均可根据负荷变化的需要点火工作，当外涵道燃烧室(4)的喷油量为适应发动机负荷的变化而增大或减小时，可通过外涵道流通截面面积控制装置(3)，控制外涵道(5)的局部流通截面面积也相应增大或减小，将外涵道(5)内气流压力控制在设定的范围内、保证涵道比不随外涵道燃烧室(4)喷油量的变化而变化；外涵道(5)位于内涵道中心线(1)和发动机壳体(8)的侧面，压缩空气从位于压气机(2)那一段的发动机壳体(8)上的引气口(8a)向外引出并进入外涵道(5)；外涵道(5)的数量不少于两个，外涵道(5)及附属于其的外涵道燃烧室(4)和外涵道流通截面面积控制装置(3)以内涵道中心线(1)为基准对称设置，以避免因从引气口(8a)引出的气流不对称导致压气机(2)的效率下降。
2.如权利要求1所述的一种涵道比可控的燃气轮机，其特征是：由压气机(2)流过来的气流首先流过外涵道流通截面面积控制装置(3)，然后流过外涵道燃烧室(4)，即外涵道流通截面面积控制装置(3)位于外涵道燃烧室(4)的前面。
3.如权利要求1所述的一种涵道比可控的燃气轮机，其特征是：由压气机(2)流过来的气流首先流过外涵道燃烧室(4)，然后流过外涵道流通截面面积控制装置(3)，即外涵道流通截面面积控制装置(3)位于外涵道燃烧室(4)的后面。
4.如权利要求1所述的一种涵道比可控的燃气轮机，其特征是：在外涵道燃烧室(4)的前面和后面均设置有外涵道流通截面面积控制装置(3)。
5.如权利要求1所述的一种涵道比可控的燃气轮机，其特征是：在外涵道尾部设有外涵道工作涡轮(11)，通过与外涵道工作涡轮(11)相连的输出轴(12)向外输出功率。
6.如权利要求1所述的一种涵道比可控的燃气轮机，其特征是：不仅在外涵道尾部设有外涵道工作涡轮(11)，而且在内涵道的尾部还同时设有内涵道工作涡轮(10)，外涵道工作涡轮(11)和内涵道工作涡轮(10)两者相连并通过与外涵道工作涡轮(11)相连的输出轴(12)向外输出功率。
7.如权利要求1所述的一种涵道比可控的燃气轮机，其特征是：外涵道(5)的数量为两个。
8.如权利要求1所述的一种涵道比可控的燃气轮机，其特征是：外涵道(5)的数量为两个，在位于外涵道燃烧室(4)前面的外涵道流通截面面积控制装置(3)和外涵道燃烧室(4)之间的那段外涵道上，设置有能够从外部直接进气、平时关闭的超音速进气口；该超音速进气口在飞行器速度超过音速时可根据需要打开，同时关闭位于外涵道燃烧室(4)前面的外涵道流通截面面积控制装置(3)、阻止内涵道气流流入外涵道。
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