CN104500269A - 带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机 - Google Patents

Abstract

本发明是带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机及设计方法，其结构是外涵道部分引入一个有更大涵道比的带内环空气涡轮的自驱动风扇转子，转子包含附加涵道风扇转子（1）、空气驱动涡轮转子（3）、旋转中介机匣（5）；附加涵道风扇转子（1）下游设置了附加涵道风扇静子（2）；在空气驱动涡轮转子（3）下游设置了空气驱动涡轮静子（4）。优点：（1）在增大涵道比的同时，避免了大涵道比涡扇发动机存在的风扇与低压转子转速不匹配问题；（2）与解决转速不匹配问题的齿轮涡扇发动机（GTF）和三转子涡扇发动机方案相比，结构更为简化（3）可在已有的双转子涡扇发动机基础上改进而来，降低了技术风险与研制成本，缩短了研制周期。

Description

带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机

技术领域

本发明技术属于新概念涡扇发动机领域，主要涉及的是一种带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机的设计概念、主要结构安排及其气动设计方法。本发明提出了将涡扇发动机内涵道部件向外涵道部件传递功的方式由传统的机械转轴传扭改为风扇利用气流自驱动，即原涡扇发动机风扇转子出口已增压的气流驱动自驱动风扇空气涡轮做功，通过中介机匣带动与其固联的附加涵道风扇转子转动，从而实现对附加涵道的增压。

背景技术

一直以来，航空发动机的发展以追求高推重比与低耗油率为目标，涡扇发动机以高推重比和低耗油率的特点，成为各国航空发动机领域的前沿核心技术。在军用领域，由于兼顾飞行器的机动性能，常采用小涵道比涡扇发动机；而在民用领域，反映经济性能的耗油率则尤为重要，各大发动机公司都以提高涡扇发动机涵道比以降低耗油率为重要目标。传统的大涵道比涡扇发动机常采用双转子结构，高压涡轮驱动高压压气机，低压涡轮同时驱动风扇与低压压气机。随着涡扇发动机涵道比的增大，一方面，流经风扇的流量变大，风扇的外径也随之变大，此时必须降低风扇的转速，以避免风扇叶尖相对马赫数过高导致激波损失严重带来的气动问题，以及风扇轮缘速度过大引发的强度问题；另一方面，低压涡轮为驱动大涵道比风扇，需要从燃气中提取更多功率，涡轮的轮缘速度需要提高，而低压涡轮位于内涵道中，半径的提高幅度有限，且会造成高低压涡轮径向高度差形成的S弯过渡段大的流动损失，因此低压涡轮需要提高转速。风扇需要更低转速和低压涡轮需要更高转速，但风扇与低压涡轮因为共轴连接转速相同，这些共同造成了风扇与低压涡轮转速不匹配问题，这也是涡扇发动机设计的核心问题之一。

目前，已出现的解决该问题的主要技术途径有以下三种：（1）采用齿轮驱动涡扇发动机（GTF）；（2）采用三转子涡扇发动机；（3）后风扇涡扇发动机。

这些途径都一定程度上缓解了大涵道比涡扇发动机的转速不匹配问题，但也存在一定的不足：（1）采用齿轮驱动涡扇发动机，低压涡轮经过齿轮减速器减速后驱动风扇，使低压轴转速与风扇转子转速相匹配，然而齿轮减速器由于其传递功率巨大，转速比也较大，导致其设计难度很大，存在着可靠性、寿命问题，往往成为大涵道比涡扇发动机发展的瓶颈，限制了该类型发动机涵道比的增大；（2）采用三转子涡扇发动机可以更为合理地在风扇、高低压压气机和高低中压涡轮间分配功率和匹配转速，低压涡轮只需驱动风扇，无需驱动低压压气机，使其转速可以进一步降低。然而，即使低压涡轮外径尺寸增大后引起了诸多问题，但是大涵道比风扇转子的直径与低压涡轮依然存在较大的轮缘速度差（转速不匹配问题只是缓解而没解决）。另外，三转子涡扇发动机结构往往十分复杂，三个同心轴系存在着复杂的转子动力学问题，这些因素使得现今只有极少数发动机公司采用并掌握该项技术；（3）采用后风扇涡扇发动机，其独立的低压涡轮驱动风扇，风扇可以采用更低的转速，且涡轮功不需要通过转轴前传，避免了复杂结构的同心轴系，但其缺点也是显著的：一方面，一体化不同材料的风扇和涡轮难以加工制造，且需要复杂的结构进行封严工作以避免燃气外泄至外涵；另一方面，后风扇的形式使得外涵增压不能像前风扇形式一样为内涵所用，无法为提高内涵经济性做出贡献。这些缺点使得后风扇形式涡扇发动机在涡扇发动机发展早期出现后，即不被广泛采用，并逐渐淡出人们的视野。

发明内容

本发明提出的是一种带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机及设计方法，其目的是增大涡扇发动机涵道比，使其获得更大推力与更低耗油率，从而增加使用该发动机飞机的经济性。为此，提出一种在一般的传统双转子涡扇发动机（见图1）基础上增加带内环空气涡轮的自驱动风扇与附加涵道的大涵道比涡扇发动机设计概念（见图2与图3）和气动设计方法（见图4）。

本发明的技术解决方案：带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其结构是以双转子涡扇发动机为原型8为原型，其外涵道部分引入了一个具有更大涵道比的带内环空气涡轮的自驱动风扇转子，该转子包含附加涵道风扇转子、空气驱动涡轮转子、旋转中介机匣；附加涵道风扇转子下游设置了附加涵道风扇静子；在空气驱动涡轮转子下游设置了空气驱动涡轮静子；附加涵道风扇转子旋转工作时，将通过附加涵道进气道输送至A截面的上游来流增压，经附加涵道风扇静子输出至B截面；由空气驱动涡轮转子提取能量后减压的气流，经空气驱动涡轮静子输出至D截面；B截面和D截面处的气流合并后，流入附加涵道喷管向后喷出；通过上述装置，附加涵道风扇转子能对流量更大的附加涵道气流增压，按照能量守恒定律增压比会比C截面下降，再加上D截面气流，附加涵道喷管向后喷出总气流量可显著大于一般涡扇发动机外涵道流量；根据涡扇发动机质量附加原理，向后喷出更大质量流量的气流能获得更大的推力和更低的耗油率，尽管相对于进口速度的流速增量会减小。

本发明的优点：利用自驱动风扇转子，在原有双转子涡扇发动机基础上，提取部分外涵道能量，并传递给附加涵道的更多流量中，由于排气速度的降低幅度比质量的增加幅度小，因此排气总动量加大，对应着发动机推力增加，耗油率降低。由于自驱动风扇转子通过气动方式巧妙避免了风扇与低压涡轮的转速不匹配问题，因此能够显著增大涵道比，使得增推降耗的收益更大。背景技术中提及了3种既能增大涵道比，又能一定程度解决风扇与低压涡轮转速不匹配问题的方案。该方案相比于第1类齿轮驱动涡扇发动机方案，该方案结构更为简单、紧凑，且可靠性更高、寿命更长，设计难度较低；相比于第2类三转子涡扇发动机既避免了极其复杂的结构和同心三轴系的转子动力学问题，也规避了由于低压涡轮直径较大造成的其与中压涡轮之间过渡S弯段的大流动损失；相比于第3类方案，避免了不同材料风扇和燃气涡轮一体化加工制造，与冷热气流的复杂封严结构。此外，该方案可在已有的双转子涡扇发动机基础上改进而来，能显著降低技术风险与研制成本、缩短研制周期。

综合以上优点，本发明提出的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，能在保持结构简单、成本可控的条件下，显著提高涡扇发动机涵道比，增大其推力、降低其耗油率，增加以其为动力系统飞行装置的经济性。

附图说明

附图1传统涡扇发动机结构示意图。

附图2带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机的结构示意图。

附图3自驱动风扇三维结构示意图。

附图4自驱动风扇两涵道的速度三角形示意图。

图中1表示的是附加涵道风扇，2表示附加涵道风扇静子，3表示空气驱动涡轮转子，4表示空气驱动涡轮静子（或支板），5表示旋转中介机匣，6表示附加涵道进气道，7表示附加涵道喷管，其中1、3、5构成自驱动风扇转子。8表示原型双转子涡扇发动机，包含10个主要部件，8-1表示进气道，8-2表示风扇转子，8-3表示风扇静子，8-4表示多级高压压气机级，8-5表示燃烧室，8-6表示高压涡轮级，8-7表示低压涡轮级，8-8表示高压转轴，8-9表示低压转轴，8-10表示尾喷管。A截面表示附加涵道风扇转子进口，AB截面表示附加涵道风扇转子出口与附加涵道风扇静子进口，B截面表示附加涵道风扇静子出口，C截面表示空气驱动涡轮转子进口，CD截面表示空气驱动涡轮转子出口与空气驱动涡轮静子进口，D截面表示空气驱动涡轮静子出口。速度三角形中，C代表气流绝对速度（相对发动机），U代表由于转子转动产生的牵连速度，W代表气流的相对速度（相对转子叶片），数字下标代表所在截面（1~4分别对应A~D），下标m代表轴向速度，下标u代表周向速度。

具体实施方式

对照图2，带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其结构是以双转子涡扇发动机8（如图1）为原型，在外涵道部分引入了一个不同于常规涡扇发动机、具有更大涵道比的带内环空气涡轮的自驱动风扇转子，该转子包含附加涵道风扇转子1、空气驱动涡轮转子3、旋转中介机匣5（三维结构如图3）。此外，配设了附加涵道风扇静子2、空气驱动涡轮静子4。由空气驱动涡轮转子3提取能量后减压的气流，经空气驱动涡轮静子4输出至D截面。空气驱动涡轮转子提取气流能量获得驱动力矩，通过旋转中介机匣传送给附加涵道风扇转子，将通过附加涵道进气道6输送至A截面的上游来流增压，经附加涵道风扇静子2输出至B截面。B截面和D截面处的气流合并后，流入附加涵道喷管7向后喷出。通过上述装置，自驱动风扇转子输出流量可显著大于一般涡扇发动机外涵道流量，由附加涵道喷管7向后喷出。根据涡扇发动机质量附加原理，能获得更大的推力和更低的耗油率。

所述原型双转子涡扇发动机8，其结构包括进气道8-1，风扇转子8-2，风扇静子8-3，多级高压压气机级8-4，燃烧室8-5，高压涡轮级8-6，低压涡轮级8-7，高压转轴8-8，低压转轴8-9，尾喷管8-10。

工作时，进入该涡扇发动机的气流一部分由进气道8-1进入风扇转子8-2中，另一部分由附加涵道进气道6进入附加涵道风扇转子1中。进入风扇转子8-2的部分气流进入发动机内涵，流经风扇静子8-3、多级高压压气机级8-4减速扩压后，进入燃烧室8-5，产生的高温燃气先后进入高压涡轮级8-6、低压涡轮级8-7膨胀做功，并通过分别与其连接的8-8高压转轴、8-9高压转轴将功传递给风扇转子8-2与高压压气机8-4的转子，以维持这些部件对气流的增压作用，最后气流由8-10高速喷出，产生推力，由于内涵流量占发动机吸入总流量的比例很小，这部分推力也仅占发动机总推力的很小部分；另一部分进入风扇转子8-2的气流在经过风扇转子8-2的增压后，由空气驱动涡轮转子3提取能量后减压，经空气驱动涡轮静子4输出至附加涵道喷管7进口，空气驱动涡轮转子提取气流能量获得驱动力矩，通过旋转中介机匣传送给附加涵道风扇转子，并将通过附加涵道进气道6上游来流增压，经附加涵道风扇静子2输出至附加涵道喷管7进口，附加涵道喷管7进口的两股气流合并后，流入附加涵道喷管7向后喷出，获得发动机的大部分推力。

本发明是在传统双转子涡扇发动机基础上增加了涵道比更大的带内环空气涡轮的自驱动风扇转子、附加涵道风扇静子、空气驱动涡轮静子（或支板）、附加涵道进气道及喷管，其中自驱动风扇转子由附加涵道风扇、空气驱动涡轮转子、旋转中介机匣组成，利用一般涡扇发动机外涵道气流驱动空气涡轮，从而带动自驱动风扇，在原来的涡扇发动机的基础上增大涵道比，起到“涵道放大器”的功能。因此，该发动机能显著增大推力、降低耗油率。相比已出现的另一种带齿轮减速器的大涵道比涡扇发动机方案，该方案将内涵向外涵传递功的方式由机械转轴经齿轮减速器传递扭矩方式，改为风扇利用气流自驱动（无机械转轴传扭），在解决风扇与低压涡轮转速匹配问题的同时，避免了齿轮减速器带来的研制、可靠性、寿命、重量等问题。

所述自驱动风扇转子及附加涵道风扇静子，其特征是自驱动风扇转子包含附加涵道风扇转子1、位于其内环的空气驱动涡轮转子3、以及在这两者之间连接两者的旋转中介机匣5。流入自驱动风扇大涵道比涡扇发动机中心部分8-1的气流，经风扇转子8-2增压后，由外涵道输送至流动C截面，然后流入空气驱动涡轮转子3，被该转子吸收大部分气流能量后经流动CD截面流入空气驱动涡轮静子4。而空气驱动涡轮转子3获得的驱动力矩通过旋转中介机匣5传递给附加涵道风扇转子1，使之能对流量更大的附加涵道气流增压。附加涵道风扇静子2将附加涵道风扇转子1出口的切向分速度转为轴向，有利于喷管产生更大推力。

所述空气驱动涡轮静子4，其作用是将空气驱动涡轮转子出口的切向分速度转为轴向、且出口气流压力与附加涵道风扇静子保持平衡，以尽量合理利用能量；如果发动机综合参数匹配允许，可以设计空气驱动涡轮转子出口速度与轴向平行或仅有很小的夹角、且保持与附加涵道风扇气流压力平衡，这时可将空气驱动涡轮静子替换为只起到结构支承作用的支板（下文统称为空气驱动涡轮静子），能减少叶片数，降低发动机重量。

所述附加涵道进气道6，其作用是对来流进行减速扩压，使附加涵道风扇能够高效完成对高速飞行的来流减速增压作用；附加涵道进气道的具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机进气道设计技术；本发明的新型大涵道比涡扇发动机配置了附加涵道进气道后，可以工作于更高的飞行马赫数，一般高亚音速来流经其减速后可以高效率地变为低亚音速流，能适应自驱动风扇转子的工作需要。

所述附加涵道尾喷管7，其作用是将附加涵道风扇静子与空气涡轮驱动静子的出口增压气流加速膨胀并喷出，达到产生推力的作用。附加涵道尾喷管具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机外涵道喷管设计技术。附加涵道尾喷管只负责将附加涵道风扇静子与空气涡轮驱动静子的出口增压气流喷出，不需与核心机排气混合，所以长度较短以减轻重量；且这两路气流均非高温，喷管可用轻质材料制造。

所述带内环空气涡轮的自驱动风扇转子，其特征是相比于原来双转子涡扇发动机风扇外涵部分的流量m _c 与压比π _c （效率为η _c ），具有更大的流量m _f 与更低的压比π _f （效率η _f ）；压比π _f 根据总体性能设计给定，流量m _f 由空气驱动涡轮与附加涵道风扇转子的功率平衡条件决定，即                                                ，其中，。由压比π _f 、效率η _f 、流量m _f 等参数，可以按照目前已有的航空发动机风扇设计方法设计得到附加涵道风扇气动造型。由于附加涵道风扇转子增大了发动机总排气流量，发动机的可用能量分配到更大的排气流量中，由于排气速度的降低幅度比质量的增加幅度小，因此排气总动量加大，对应着发动机推力增加，耗油率降低。

所述空气驱动涡轮转子，其特征是在原双转子涡扇发动机风扇转子的外涵出口处，将该处气流切向分速度对应动能和部分压力能提取出，并通过与之联接的旋转中介机匣传递给附加涵道风扇，以实现外涵增压。该空气涡轮流量为m _T 、落压比为π _T 、效率为η _T 。流量m _T =m _c ，压比。由落压比π _T 、流量m _T 、效率η _T 等参数，可以按照目前已有的航空发动机涡轮设计方法设计得到空气驱动涡轮转子气动造型。这样的流量条件保证尽可能将原风扇外涵气体全部利用，压力条件保证空气驱动涡轮出口与自驱动风扇出口总压相等，最大限度降低掺混损失。

所述的旋转中介机匣，其特征是连接着附加涵道风扇转子及空气驱动涡轮转子，起着传递扭矩、阻隔不同压力气流、支承自驱动风扇转子转动的作用。

带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机的设计方法如下：

1）需选定原型双转子涡扇发动机，原型选定后，发动机的内涵道总压比和涡轮前温度已都确定（一般所选待改型的涡扇发动机受当前材料和制造工艺所限，这两参数会是某一水平），只需对风扇外涵道部分进行以下改进；

2）先初步确定该发动机增加附加涵道后得到提高的涵道比；根据附加涵道风扇和空气驱动涡轮的功率平衡条件，以及为降低掺混损失而保证空气驱动涡轮出口与附加涵道风扇静子出口总压相等条件，可推得式，根据该式及预估的效率求得附加涵道风扇转子总压比π _f ；又根据空气驱动涡轮转子的落压比，流量m _T =m _c ，及预估的效率η _T 获得其主要参数；

3）根据空气驱动涡轮转子落压比π _T 、流量m _T 和附加涵道风扇转子压比π _f 、流量m _f ，确定自驱动风扇转子转速，并绘制附加涵道转静子、空气驱动涡轮转静子进出口速度三角形（见图4），在一维估算层面上通过多轮迭代优化并确定各个截面参数；

4）根据所得速度三角形，设计附加涵道转静子、空气驱动涡轮转静子子午流道并进行叶片三维造型，确定各个叶片排叶片数目，通过计算流体力学技术进行三维优化设计，使得附加涵道转静子、空气驱动涡轮转静子性能优；

5）根据优化后自驱动风扇转子压比π _f 、流量m _f 、效率η _f 等参数，可以按照目前已有的航空发动机风扇设计方法设计得到附加涵道风扇转子及其静子气动造型；

6）根据优化后空气驱动涡轮转子的落压比π _T 、流量m _T 、效率η _T 等参数，可以按照目前已有的航空发动机涡轮设计方法设计得到空气驱动涡轮转子及其静子气动造型；

7）附加涵道进气道的具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机进气道设计技术。附加涵道尾喷管具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机外涵道喷管设计技术；

8）在所有增加和改动后部件的气动设计和大体结构方案设计完成后，按照已有航空发动机设计技术对这些结构进行具体结构设计，并进行强度校核与转子动力学校核。至此，完成了在双转子涡扇基础上改进的具有自驱动风扇的新概念涡扇发动机。

实施例

针对一款双转子涡扇发动机，其总流量为95.3kg/s，内涵总压比23，外涵总压比1.7，涵道比5.3，最大推力2546.6dN，对应耗油率1.05kg/(dN*h)。按本发明提出的方法进行改型设计后，外涵总压比1.2，涵道比14.3，通过总体性能计算，最大推力3703.1dN，对应耗油率0.72kg/(dN*h)，推力比原型涡扇发动机提高45.4%，耗油率降低31.4%，性能得到了较大改善。

Claims (9)

1.带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是：不同于常规的涡扇发动机，其外涵道部分引入了一个具有更大涵道比的带内环空气涡轮的自驱动风扇转子，该转子包含附加涵道风扇转子（1）、空气驱动涡轮转子（3）、旋转中介机匣（5）；附加涵道风扇转子（1）下游设置了附加涵道风扇静子（2）；在空气驱动涡轮转子（3）下游设置了空气驱动涡轮静子（4）；附加涵道风扇转子（1）旋转工作时，将通过附加涵道进气道（6）输送至A截面的上游来流增压，经附加涵道风扇静子（2）输出至B截面；由空气驱动涡轮转子（3）提取能量后减压的气流，经空气驱动涡轮静子（4）输出至D截面；B截面和D截面处的气流合并后，流入附加涵道喷管（7）向后喷出；通过上述装置，附加涵道风扇转子（1）能对流量更大的附加涵道气流增压，按照能量守恒定律增压比会比C截面下降，再加上D截面气流，附加涵道喷管（7）向后喷出总气流量可显著大于一般涡扇发动机外涵道流量；根据涡扇发动机质量附加原理，向后喷出更大质量流量的气流能获得更大的推力和更低的耗油率，尽管相对于进口速度的流速增量会减小。

2.根据权利要求1所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是：外涵道部分引入了一个不同于常规的涡扇发动机、且具有更大涵道比的带内环空气涡轮的自驱动风扇转子及附加涵道风扇静子，其中，自驱动风扇转子包含附加涵道风扇转子（1）、位于其内环的空气驱动涡轮转子（3）、以及在这两者之间连接两者的旋转中介机匣（5）；流入自驱动风扇大涵道比涡扇发动机中心部分（8-1）的气流，经风扇转子（8-2）增压后，由外涵道输送至流动C截面，然后流入空气驱动涡轮转子（3），被该转子吸收大部分气流能量后经流动CD截面流入空气驱动涡轮静子（4）；而空气驱动涡轮转子（3）获得的驱动力矩通过旋转中介机匣（5）传递给附加涵道风扇转子（1），使之能对流量更大的附加涵道气流增压；附加涵道风扇静子（2）将附加涵道风扇转子（1）出口的切向分速度转为轴向，有利于喷管产生更大推力。

3.根据权利要求1所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是所述的空气驱动涡轮静子（4），其作用是将空气驱动涡轮转子出口的切向分速度转为轴向、且出口气流压力与附加涵道风扇静子保持平衡，以尽量合理利用能量；如果发动机综合参数匹配允许，可以设计空气驱动涡轮转子出口速度与轴向平行或仅有很小的夹角、且保持与附加涵道风扇气流压力平衡，这时可将空气驱动涡轮静子替换为只起到结构支承作用的支板，下文统称为空气驱动涡轮静子，能减少叶片数，降低发动机重量。

4.根据权利要求1所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是所述的附加涵道进气道（6），其能对来流进行减速扩压，使附加涵道风扇能够高效完成对高速飞行的来流减速增压作用；附加涵道进气道的具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机进气道设计技术；本发明的新型大涵道比涡扇发动机配置了附加涵道进气道后，可以工作于更高的飞行马赫数，一般高亚音速来流经其减速后可以高效率地变为低亚音速流，能适应自驱动风扇转子的工作需要。

5.根据权利要求1所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是所述的附加涵道尾喷管（7），能将附加涵道风扇静子与空气涡轮驱动静子的出口增压气流加速膨胀并喷出，达到产生推力的作用；附加涵道尾喷管具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机外涵道喷管设计技术；附加涵道尾喷管只负责将附加涵道风扇静子与空气涡轮驱动静子的出口增压气流喷出，不需与核心机排气混合，所以长度较短以减轻重量；且这两路气流均非高温，喷管可用轻质材料制造。

6.根据权利要求2所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇转子，其相比于原来双转子涡扇发动机风扇外涵部分的流量m _c 与压比π _c ，效率为η _c ，具有更大的流量m _f 与更低的压比π _f ，效率η _f ；压比π _f 根据总体性能设计给定，流量m _f 由空气驱动涡轮与附加涵道风扇转子的功率平衡条件决定，即                                               ，其中，；由压比π _f 、效率η _f 、流量m _f 参数，可以按照目前已有的航空发动机风扇设计方法设计得到附加涵道风扇气动造型；由于附加涵道风扇转子增大了发动机总排气流量，发动机的可用能量分配到更大的排气流量中，由于排气速度的降低幅度比质量的增加幅度小，因此排气总动量加大，对应着发动机推力增加，耗油率降低。

7.根据权利要求2所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是所述的空气驱动涡轮转子，在原双转子涡扇发动机风扇转子的外涵出口处，将该处气流切向分速度对应动能和部分压力能提取出，并通过与之联接的旋转中介机匣传递给附加涵道风扇，以实现外涵增压；该空气涡轮流量为m _T 、落压比为π _T 、效率为η _T ；流量，压比；由落压比π _T 、流量m _T 、效率η _T 参数，可以按照目前已有的航空发动机涡轮设计方法设计得到空气驱动涡轮转子气动造型；这样的流量条件保证尽可能将原风扇外涵气体全部利用，压力条件保证空气驱动涡轮出口与自驱动风扇出口总压相等，最大限度降低掺混损失。

8.根据权利要求1所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机，其特征是所述的旋转中介机匣，连接着附加涵道风扇转子及空气驱动涡轮转子，起着传递扭矩、阻隔不同压力气流、支承自驱动风扇转子转动的作用。

9.如权利要求1所述的带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机的设计方法，其特征是包括以下步骤：

1）需选定原型双转子涡扇发动机，原型选定后，发动机的内涵道总压比和涡轮前温度已都确定，一般所选待改型的涡扇发动机受当前材料和制造工艺所限，这两参数会是某一水平，只需对风扇外涵道部分进行以下改进；

2）先初步确定该发动机增加附加涵道后得到提高的涵道比B；根据附加涵道风扇和空气驱动涡轮的功率平衡条件，以及为降低掺混损失而保证空气驱动涡轮出口与附加涵道风扇静子出口总压相等条件，可推得式，根据该式及预估的效率求得附加涵道风扇转子总压比π _f ；又根据空气驱动涡轮转子的落压比，流量m _T =m _c ，及预估的效率η _T 获得其主要参数；

3）根据空气驱动涡轮转子落压比π _T 、流量m _T 和附加涵道风扇转子压比π _f 、流量m _f ，确定自驱动风扇转子转速，并绘制附加涵道转静子、空气驱动涡轮转静子进出口速度三角形，在一维估算层面上通过多轮迭代优化并确定各个截面参数；

4）根据所得速度三角形，设计附加涵道转静子、空气驱动涡轮转静子子午流道并进行叶片三维造型，确定各个叶片排叶片数目，通过计算流体力学技术进行三维优化设计，使得附加涵道转静子、空气驱动涡轮转静子性能优；

5）根据优化后自驱动风扇转子压比π _f 、流量m _f 、效率η _f 参数，可以按照目前已有的航空发动机风扇设计方法设计得到附加涵道风扇转子及其静子气动造型；

6）根据优化后空气驱动涡轮转子的落压比π _T 、流量m _T 、效率η _T 参数，可以按照目前已有的航空发动机涡轮设计方法设计得到空气驱动涡轮转子及其静子气动造型；

7）附加涵道进气道的具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机进气道设计技术；附加涵道尾喷管具体设计可采用目前已有的大涵道比涡扇发动机外涵道喷管设计技术；

8）在所有增加和改动后部件的气动设计和大体结构方案设计完成后，按照已有航空发动机设计技术对这些结构进行具体结构设计，并进行强度校核与转子动力学校核；至此，完成了在双转子涡扇基础上改进的具有自驱动风扇的新概念涡扇发动机。