CN104454234B - 一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构 - Google Patents
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Abstract
一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，包括中心锥，中心锥外围依次为内涵通道、外涵通道，其特征在于：中心锥内部形成渐缩狭缝通道，涡轮支板位于外涵通道与狭缝通道之间；狭缝通道流通面积沿轴向逐渐减小；中心锥壁面上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径沿轴向逐渐减小，孔排距与孔列距按照流动参数沿程优化布置。本发明结构特点在于，在中心锥内部根据气流流量和压力沿程变化规律，构建渐缩狭缝通道，狭缝通道内部流速基本不变；根据中心锥内外气流压差沿程变化规律，将中心锥壁面沿程分为4段，根据每一段气动参数特征，在壁面上布置不同的出流孔。
Description
技术领域
本发明属于发动机推力增加技术，具体涉及一种借助航空发动机中心锥，使部分外涵气流增温增压、加速膨胀排出，同时降低中心锥尾后流动损失，提高发动机推力的系统。
背景技术
随着飞机敏捷性要求的提高，对发动机推重比要求不断提升。目前，随着对飞机机动性、敏捷性要求的提高，发动机推重比要求也迅速提高，飞行器的发展很大程度上依赖新概念推进系统的实现和改进。20世纪60～70年代涡扇发动机的问世，使战斗机的飞行速度、航程和机动性出现了历史性飞跃。过去几十年，发动机推重比从1～2提高到8～10，预计21世纪前20年战斗机发动机的推重比有可能达到15～20，为未来的国际第五代作战飞机提供不可或缺的、前所未有的强大动力。
推重比是衡量发动机性能的一个重要指标，也是衡量发动机的设计、材料和加工工艺水平的综合性指标。推重比对飞机的飞行性能和有效载荷等都有直接影响,垂直和短距起降飞机尤其需要高推重比的发动机。
现代涡轮喷气发动机的推重比在3.5～4.5之间，加力涡轮喷气发动机约为5～7；加力涡轮风扇发动机可达8以上；升力发动机可达16以上，用于飞机的垂直起落。进一步提高推重比，是航空发动机发展的一个重要趋势。2005年4月，我国自行研制的首台高推重比涡扇发动机点火成功，为进一步发展出高推重比的先进航空发动机奠定了技术基础。
航空发动机推力的表达式为：
F＝mUx+(pe-pa)Ae
式中m为喷管的实际质量流量Ux，pe，Ae和分别表示喷管出口的轴向速度、静压和面积，pa为环境静压。
可以看出，在发动机出口面积Ae不变的条件下，提高发动机推力主要有如下几个途径：
(一)增大空气流量
发动机推力可以用空气流量和单位推力的乘积表示。若发动机空气流量增大,而发动机单位推力不变或小幅度下降,可以使发动机推力增大,这是提高推力较直接和有效的方法。
因发动机进口空气流量主要受风扇的直径和转速的限制，提高空气流量主要可以通过：一是扩大风扇直径,风扇进口环面积随之增加,可以在轴向速度不变的情况下增大空气流量,二是重新设计流量更大的风扇/增压级。
(二)提高涡轮进口温度
涡轮前温度是影响发动机综合性能水平的重要参数,提高涡轮前温度也是提高发动机推力的主要措施之一,同时是航空技术进步的重要标志。在总压比不变的情况下,涡轮进口温度提高,加热比增大,发动机的单位推力提高。涡轮进口温度的提高需要通过对燃烧室的优化设计实现，通过高温升燃烧室的设计，提高燃烧室的出口温度。这对燃烧室的设计与涡轮的材料的耐温水平都要有较高的要求，目前，国内航空发动机行业正在开展此方面的研究。
(三)提高总增压比
随着总增压比增大,发动机的可用功提高,单位推力增大，大推力对应高总增压比。实现压比增大，可以通过对压力机级数以及尺寸的优化改型设计进行，其必然涉及到对压气机的重新设计。设计过程中，提高效率的同时防止发生哮喘，优化叶片结构。
(四)提高涵道比
涵道比是通过外涵风扇与内涵核心机的空气流量的比值。发动机核心机流量变化不大,增大的空气流量绝大部分从外涵道流过,因此,使发动机的涵道比增大。在发动机核心机流量不变的条件下，要增大涵道比，只能通过增大外涵通道尺寸来实现，这就涉及到进气机匣的结构调整。
纵观以上措施，措施(一)-(四)虽然能提高航空发动机的推力，但是每种措施均需对发动机中的核心部件进行不同程度的改进乃至重新设计，具有较大难度，更加适合新一代发动机的研制，而对现有发动机的改进设计则不适用，另外，这个设计改进周期较为漫长。另外，受到材料、加工工艺等限制，使得航空发动机推力特性的改进受到较大的限制。
以上增推措施主要针对内涵气流进行，在涡扇发动机中，外涵气流也是推力的重要贡献者，相比内涵燃气流，其质量相当，但气流温度、压力较小，使得动量较小，这也说明外涵气流的动量具有较大的提升空间。如果将对外涵气流进行加热，使其膨胀加速，温度、压力升高，则其对推力的贡献将大大增加。
在发动机中，喷管主要的损失是指总压损失，其包含局部气流损失和沿程摩擦损失。在中心锥尾后，存在较强的尾后旋涡，使内、外涵气流混合后产生较大的局部气流损失，严重影响了发动机推力特征，据研究，在发动机不同工作状态下，尾后涡旋产生的局部气流损失占喷管总压损失的2-5％。
发明内容
本发明基本思想为，利用中心锥外部流动的高温内涵燃气流加热流入中心锥的外涵气流，使对应外涵气流膨胀加速，动量增加，然后通过中心锥壁面上的出流孔流出，与内涵气流混合流出喷管，提高发动机推力；同时通过在发动机中心锥尾端布置优化安排的出流孔，利用中心锥尾后出流削弱尾后涡旋，减少喷管总压损失，提高发动机推力。
方法为在中心锥内部布置一个渐缩狭缝通道，其流通面积沿轴向逐渐减小，使得气流速度基本不变；在中心锥壁面开设一系列出流孔，使进入中心锥的外涵气流加热后从出流孔排出。
具体技术方案如下：在中心锥内部构建一个狭缝通道，在壁面布置一系列出流孔。通过涡轮支板将温度、压力较低的外涵气体引入狭缝通道，与中心锥外高温内涵燃气流换热，升温升压，加速膨胀，在沿轴向流动过程中，通过出流孔流出中心锥，使得对应气流动量提高；同时，优化锥尾部出流孔的布置，通过锥尾部气流出流，削弱锥尾后部涡旋，降低发动机喷管局部总压损失。上述两方面综合使用，可以明显提高发动机的推力。这种增推形式结构简单，容易实现，不需要对发动机核心部件进行改动。
本发明结构特点在于，在中心锥内部根据气流流量和压力沿程变化规律，构建渐缩狭缝通道，狭缝通道内部流速基本不变；根据中心锥内外气流压差沿程变化规律，将中心锥壁面沿程分为4段，根据每一段气动参数特征，在壁面上布置不同的出流孔。
实现过程如下：一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，包括中心锥，中心锥外围依次为内涵通道、外涵通道，其特征在于：中心锥内部形成渐缩狭缝通道，涡轮支板位于外涵通道与狭缝通道之间；狭缝通道流通面积沿轴向逐渐减小；中心锥壁面上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径沿轴向逐渐减小，孔排距与孔列距按照流动参数沿程优化布置。
作为改进：中心锥沿轴向分为4部分，在每一段壁面上布置出流孔，从涡轮支板进口至锥尾依次为第一段出流孔、第二段出流孔、第三段出流孔、第四段出流孔，出流孔的孔间距、孔排距逐渐减小，狭缝通道高度依次为h1，h2，h3，h4，长度依次为L1，L2，L3，L4，其中，h1<h2<h3<h4,L1>L2>L3>L4。
进一步优化：出流孔参数定义如下：孔径为D，孔径与壁面夹角为α，同一排相邻两出流孔间距为P，同一列相邻两出流孔排距为S，由此得第一段出流孔参数为D1、α1、P1、S1，第二段出流孔参数为D2、α2、P2、S2，第三段出流孔参数为D3、α3、P3、S3，第四段出流孔参数为D4、α4、P4、S4，出流孔为等截面孔；中心锥上布置出流孔的壁面轴向总长度为L，对于第一段L1，D1＝3.0mm，α1＝15°～25°,P1不大于出流孔径D1的10倍，S1不大于出流孔径D1的15倍；对于第二段L2，D2＝2.0mm，α2＝20°-30°,P2不大于出流孔径D2的8倍，S2不大于出流孔径D1的12倍；对于第三段L3，D3＝1.2mm，α3＝25°-35°,P3不大于出流孔径D3的6倍，S3不大于出流孔径D3的10倍；对于第四段L4，D4＝0.4-0.6mm，α4＝60°-90°,P4不大于出流孔径D4的4倍，S4不大于出流孔径D4的6倍。
本发明通过涡轮支板，将部分外涵气流引入中心锥，在中心锥内部的狭缝通道中流动，受到高温内涵燃气流加热，加速膨胀；沿程流动过程中，部分流体通过出流孔流出，狭缝通道内总流量减小，通过恰当的流通截面面积设计，调节流体流动速度，保持换热效果基本不变，克服了传统的等截面通道中换热逐渐减弱的缺点。外涵气流沿程升温升压后，从中心锥壁面上布置的出流孔流出，温度与压力均显著增大，与内涵气流混合后流出喷管，使得推力增大。
在航空发动机中，在与中心锥对应的轴向位置附近，内涵气流压力沿程逐渐降低。而中心锥内部气流压力降幅小于内涵气流，使得中心锥内外压差增大。在中心锥后段壁面采用较小的出流孔孔径，降低出流流量，削弱其对内涵气流的扰动，降低气动损失，提高发动机推力。考虑到结构的复杂程度，本发明根据先进发动机的气动参数特点，根据其气流压差沿程变化规律，将中心锥壁面沿轴向分为4个区域，各区域的出流孔进行分别优化布置，提高出流整体的温升水平，将推力系数提高0.3％-0.7％。
考虑到中心锥内外气流的压力差逐渐变大，以及气流从出流孔沿程排出使狭缝压力减弱的影响，为了保持中心锥内外气流压差，狭缝通道采用收敛流道，在亚音流动条件下，使通道气流压力有所增加，利于后段出流从出流孔排出。具体截面积设计根据实际气流压力进行确定。
附图说明
图1是航空发动机喷管腔体示意图；
图2是航空发动机中心锥出流孔沿程分布图。
图中1-外涵通道，2-内涵通道，3、狭缝通道，4-内壁面，5-涡轮支板，6-中心锥，7-波瓣混合器，8-火焰稳定器，9-喷管后段，10-加力燃烧室筒体，11-第四段出流孔，12-第三段出流孔，13-第二段出流孔，14-第一段出流孔，15-外壁面。
具体实施方式
下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细地说明。
如图1是航空发动机喷管腔体示意图。航空发动机喷管包括内涵通道2、外涵通道1、波瓣混合器7、火焰稳定器8、中心锥6、涡轮支板5、喷管后段9。内涵通道2在外涵通道1内侧，中心锥6在内涵通道2中，波瓣混合器7安装在外涵通道1上，火焰稳定器8安装在波瓣混合器7下游，喷管后段9安装在加力燃烧室筒体10下游。中心锥6具有外壁面15和内壁面4，其间为狭缝通道3，涡轮支板5位于外涵通道1与狭缝通道3之间；狭缝通道3轴向流通面积沿轴向变化；外壁面15上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径与布置形式按照流动参数沿程优化布置。狭缝通道3的流通面积沿轴向从进口至锥尾逐渐减小。
如图2是中心锥出流孔沿程分布图。外涵通道1在中心锥6前端周向安装6个涡轮支板5，与中心锥6相连；中心锥6内部布置了狭缝通道3，沿轴向分为4段，高度分别为h1，h2，h3，h4，其中h1<h2<h3<h4,长度分别为L1，L2，L3，L4，其中L1>L2>L3>L4。
第一段出流孔14孔排距为S1，孔间距为P1，孔径为D1，孔径与壁面夹角为α1；第二段出流孔13孔排距为S2，孔间距为P2，孔径为D2，孔径与壁面夹角为α2；第三段出流孔12孔排距为S3，孔间距为P3，孔径为D3，孔径与壁面夹角为α3；第四段出流孔11孔排距为S4，孔间距为P4，孔径为D4，孔径与壁面夹角为α4。
第一段出流孔参数为D1、α1、P1、S1，第二段出流孔参数为D2、α2、P2、S2，第三段出流孔参数为D3、α3、P3、S3，第四段出流孔参数为D4、α4、P4、S4，出流孔为等截面孔；中心锥上布置出流孔的壁面轴向总长度为L，对于第一段，D1＝3.0mm，α1＝15°-25°,P1不大于出流孔径D1的10倍，S1不大于出流孔径D1的15倍；D2＝2.0mm，α2＝20°-30°,P2不大于出流孔径D2的8倍，S2不大于出流孔径D1的12倍；D3＝1.2mm，α3＝25°-35°,P3不大于出流孔径D3的6倍，S3不大于出流孔径D3的10倍；D4＝0.4-0.6mm，α4＝60°-90°,P4不大于出流孔径D4的4倍，S4不大于出流孔径D4的6倍。
Claims (2)
1.一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，包括中心锥，中心锥外围依次为内涵通道、外涵通道，其特征在于：
中心锥内部形成狭缝通道，狭缝通道流通面积沿轴向逐渐减小；涡轮支板位于外涵通道与狭缝通道之间；中心锥壁面上开设一系列非规律排布出流孔，其孔径沿轴向逐渐减小，孔排距与孔列距按照流动参数沿程优化布置；
中心锥沿轴向分为4部分，在每一段壁面上布置出流孔，从涡轮支板进口至锥尾依次为第一段出流孔、第二段出流孔、第三段出流孔、第四段出流孔，出流孔的孔间距、孔排距逐渐减小，狭缝通道高度依次为h1，h2，h3，h4，长度依次为L1，L2，L3，L4，其中，h1<h2<h3<h4,L1>L2>L3>L4。
2.根据权利要求1所述的一种涡扇航空发动机中心锥出流增加推力的结构，其特征在于：出流孔参数定义如下：孔径为D，孔径与壁面夹角为α，同一排相邻两出流孔间距为P，同一列相邻两出流孔排距为S，由此得第一段出流孔参数为D1、α1、P1、S1，第二段出流孔参数为D2、α2、P2、S2，第三段出流孔参数为D3、α3、P3、S3，第四段出流孔参数为D4、α4、P4、S4，出流孔为等截面孔；中心锥上布置出流孔的壁面轴向总长度为L，对于第一段，D1＝3.0mm，α1＝15°-25°,P1不大于出流孔径D1的10倍，S1不大于出流孔径D1的15倍；D2＝2.0mm，α2＝20°-30°,P2不大于出流孔径D2的8倍，S2不大于出流孔径D1的12倍；D3＝1.2mm，α3＝25°-35°,P3不大于出流孔径D3的6倍，S3不大于出流孔径D3的10倍；D4＝0.4-0.6mm，α4＝60°-90°,P4不大于出流孔径D4的4倍，S4不大于出流孔径D4的6倍。
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