CN105443270A - 一种新型航空涡轮风扇发动机 - Google Patents

一种新型航空涡轮风扇发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN105443270A
CN105443270A CN201511008256.8A CN201511008256A CN105443270A CN 105443270 A CN105443270 A CN 105443270A CN 201511008256 A CN201511008256 A CN 201511008256A CN 105443270 A CN105443270 A CN 105443270A
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
bearing
fan
rotor
gear
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201511008256.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105443270B (zh
Inventor
刘永泉
韩文成
袁长龙
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Original Assignee
AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute filed Critical AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Priority to CN201511008256.8A priority Critical patent/CN105443270B/zh
Publication of CN105443270A publication Critical patent/CN105443270A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105443270B publication Critical patent/CN105443270B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明的一种新型航空涡轮风扇发动机，包括核心机及风扇，发动机的转子部分采用四点支撑方案，即在核心机转子两端用第一轴承和第二轴承支撑，风扇转子用第三轴承与第四轴承支撑，还包括行星轮结构的减速齿轮箱，减速齿轮箱包括太阳轮、行星轮和外齿圈，并且核心机转子构成齿轮输入轴、风扇转子构成齿轮输出轴，太阳轮安装在齿轮输入轴上，外齿圈安装在齿轮输出轴上，通过核心机转子的转动及减速齿轮箱的减速使风扇转动。本发明的发动机在研制中小推力量级的发动机时只需使用现有较大推力的核心机，通过减速齿轮箱减速，使较大推力的核心机能够做成较小推力量级的发动机，具有研制周期短、成本低等优点。

Description

一种新型航空涡轮风扇发动机
技术领域
本发明属于航空发动机设计领域，尤其涉及一种新型航空涡轮风扇发动机。
背景技术
目前典型的航空涡轮风扇发动机主要由核心机和低压部分构成，核心机包括高压压气机、燃烧室和高压涡轮，低压部分包括风扇/低压压气机、低压涡轮。涡扇发动机设计最大的技术难点在于核心机的研制上，目前一种主流的发动机研发方式是在相同的核心机基础上，加装不同的低压部分，加装的通常做法是，在高压压气机与风扇之间装有低压压气机，在高压涡轮之外的出气口装有低压涡轮，用来发展不同类型、不同推力量级的整机。
对于已有的较大流量的核心机而言，在其基础上只能衍生推力量级较高的发动机，若要发展中小推力量级的发动机，就需要重新研制核心机，无疑会极大的延长研制周期，提高研制成本。
发明内容
本发明的目的是提供一种新型航空涡轮风扇发动机，解决目前研制中小推力量级的发动机时研制周期长、成本高的问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种新型航空涡轮风扇发动机，包括核心机、风扇和机匣，所述核心机包括高压压气机、燃烧室和高压涡轮，所述高压压气机进一步包括高压压气机转子和高压压气机静子，所述高压涡轮包括高压涡轮转子和高压涡轮静子，所述高压压气机转子和高压涡轮转子及其连接的部分构成核心机转子，所述核心机转子通过第一轴承和第二轴承支承于机匣上，所述风扇包括风扇转子和风扇静子，所述风扇转子通过第三轴承和第四轴承支承于机匣上，所述风扇静子固定连接于机匣上，还包括减速齿轮箱，所述减速齿轮箱为行星齿轮结构，所述减速齿轮箱包括外齿圈、行星轮和太阳轮，所述核心机转子的高压压气机端伸出的轴为齿轮输入轴，所述太阳轮固定于所述齿轮输入轴上，所述风扇转子端伸出的轴为齿轮输出轴，所述外齿圈固定于所述齿轮输出轴上，所述行星轮置于所述外齿圈和太阳轮之间；通过燃油在核心机的燃烧室中燃烧驱动高压涡轮转子转动，高压涡轮转子转动带动高压压气机转子转动的同时通过减速齿轮箱带动风扇转子转动，实现发动机运转。
进一步地，所述高压涡轮为多级高压涡轮。
进一步地，第一轴承、第二轴承和第四轴承均为圆锥滚子轴承。
进一步地，所述第三轴承为双排圆锥滚子轴承。
本发明的一种新型航空涡轮风扇发动机，在研制中小推力量级的发动机时只需使用现有较大推力的核心机，通过减速齿轮箱减速，使较大推力的核心机能够做成较小推力量级的发动机，具有研制周期短、成本低等优点。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为根据本发明一实施例的新型航空涡轮风扇发动机的结构示意图；
图2为根据本发明一实施例的减速齿轮箱的结构示意图。
其中，1是风扇，2是核心机，3是减速齿轮箱，4是机匣，5是第三轴承，6是第四轴承，7是第一轴承，8是第二轴承，11是风扇转子，12是风扇静子，21是高压压气机，22是燃烧室，23是高压涡轮，211是高压压气机转子，212是高压压气机静子，231是高压涡轮转子，232是高压涡轮静子，31是外齿圈，32是行星轮，33是太阳轮，34是齿轮输入轴，35是齿轮输出轴。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1所示为根据本发明一实施例的新型航空涡轮风扇发动机，包括核心机2、风扇1和机匣4，核心机2包括高压压气机21、燃烧室22和高压涡轮23，高压压气机21进一步包括高压压气机转子211和高压压气机静子212，高压涡轮23包括高压涡轮转子231和高压涡轮静子232，高压压气机转子211和高压涡轮转子231及其连接的部分构成核心机转子。发动机转子总体采用四点支撑方案，即核心机转子通过第一轴承7和第二轴承8支承于机匣4上，形成两个支撑点；风扇1包括风扇转子11和风扇静子12，风扇转子11通过第三轴承5和第四轴承6支承于机匣4上，又形成两个支撑点，风扇静子12固定连接于机匣4上。本发明的新型航空涡轮风扇发动机还包括减速齿轮箱3(如图2所示)，减速齿轮箱3为行星齿轮结构，减速齿轮箱3包括外齿圈31、行星轮32和太阳轮33，核心机转子的高压压气机端伸出的轴为齿轮输入轴34，太阳轮33固定于齿轮输入轴33上，风扇转子端伸出的轴为齿轮输出轴35，外齿圈31固定于齿轮输出轴35上，行星轮32置于外齿圈31和太阳轮33之间。发动机运转时，通过燃油在核心机的燃烧室22中燃烧驱动高压涡轮转子231转动，高压涡轮转子231转动带动高压压气机转子211转动的同时通过减速齿轮箱3带动风扇转子11转动，实现发动机运转。
需要指出的是，高压涡轮23为多级高压涡轮。
需要指出的是，第一轴承7、第二轴承8和第四轴承6均为圆锥滚子轴承。
需要指出的是，第三轴承5为双排圆锥滚子轴承。采用双排圆锥滚子轴承可以提高承载能力，增加减速齿轮箱的使用寿命。
本发明的一种新型航空涡轮风扇发动机，解决了单轴涡扇发动机的核心机高转速与风扇低转速的匹配问题，并提高了单轴涡扇发动机推力量级；有效降低了涡扇发动机整机系统复杂性以及整个动力装置重量，最后给出了利用大流量核心机发展中小推力涡扇发动机一种新的可行途径。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种新型航空涡轮风扇发动机，包括核心机(2)、风扇(1)和机匣(4)，所述核心机(2)包括高压压气机(21)、燃烧室(22)和高压涡轮(23)，所述高压压气机(21)进一步包括高压压气机转子(211)和高压压气机静子(212)，所述高压涡轮(23)包括高压涡轮转子(231)和高压涡轮静子(232)，所述高压压气机转子(211)和高压涡轮转子(231)及其连接的部分构成核心机转子，所述核心机转子通过第一轴承(7)和第二轴承(8)支承于机匣(4)上，所述风扇(1)包括风扇转子(11)和风扇静子(12)，所述风扇转子(11)通过第三轴承(5)和第四轴承(6)支承于机匣(4)上，所述风扇静子(12)固定连接于机匣(4)上，其特征在于，还包括
减速齿轮箱(3)，所述减速齿轮箱(3)为行星齿轮结构，所述减速齿轮箱(3)包括外齿圈(31)、行星轮(32)和太阳轮(33)，所述核心机转子的高压压气机端伸出的轴为齿轮输入轴(34)，所述太阳轮(33)固定于所述齿轮输入轴(33)上，所述风扇转子端伸出的轴为齿轮输出轴(35)，所述外齿圈(31)固定于所述齿轮输出轴(35)上，所述行星轮(32)置于所述外齿圈(31)和太阳轮(33)之间；
通过燃油在核心机的燃烧室(22)中燃烧驱动高压涡轮转子(231)转动，高压涡轮转子(231)转动带动高压压气机转子(211)转动的同时通过减速齿轮箱(3)带动风扇转子(11)转动，实现发动机运转。
2.根据权利要求1所述的一种新型航空涡轮风扇发动机，其特征在于，所述高压涡轮(23)为多级高压涡轮。
3.根据权利要求1所述的一种新型航空涡轮风扇发动机，其特征在于，第一轴承(7)、第二轴承(8)和第四轴承(6)均为圆锥滚子轴承。
4.根据权利要求1所述的一种新型航空涡轮风扇发动机，其特征在于，所述第三轴承(5)为双排圆锥滚子轴承。
CN201511008256.8A 2015-12-29 2015-12-29 一种航空涡轮风扇发动机 Active CN105443270B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201511008256.8A CN105443270B (zh) 2015-12-29 2015-12-29 一种航空涡轮风扇发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201511008256.8A CN105443270B (zh) 2015-12-29 2015-12-29 一种航空涡轮风扇发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105443270A true CN105443270A (zh) 2016-03-30
CN105443270B CN105443270B (zh) 2017-11-03

Family

ID=55553829

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201511008256.8A Active CN105443270B (zh) 2015-12-29 2015-12-29 一种航空涡轮风扇发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105443270B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109779783A (zh) * 2019-04-08 2019-05-21 沈阳建筑大学 一种具有涵道比自主调节能力的涡扇发动机
CN114542290A (zh) * 2020-11-26 2022-05-27 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机的支承结构
CN115506916A (zh) * 2022-08-30 2022-12-23 中国航发湖南动力机械研究所 对转桨尖双驱动涡扇发动机

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
USH332H (en) * 1986-01-31 1987-09-01 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army High speed lock mechanism
US20030145577A1 (en) * 2002-02-07 2003-08-07 Lockheed Martin Corporation System and method of pulsed detonation injection for fluid flow control of inlets, nozzles, and lift fans
US20060242943A1 (en) * 2005-04-29 2006-11-02 General Electric Company Supersonic missile turbojet engine
US20070028595A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-08 Mongia Hukam C High pressure gas turbine engine having reduced emissions
CN103867337A (zh) * 2012-12-11 2014-06-18 中航商用航空发动机有限责任公司 大涵道比变循环发动机
CN104204459A (zh) * 2012-03-26 2014-12-10 联合工艺公司 燃气涡轮发动机风扇驱动齿轮系统的扭矩框架衬套布置
CN104220729A (zh) * 2012-04-11 2014-12-17 通用电气公司 齿轮箱和具有齿轮传动风扇的涡轮发动机
CN104213985A (zh) * 2013-06-03 2014-12-17 联合工艺公司 用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构
CN104379906A (zh) * 2013-02-04 2015-02-25 联合工艺公司 用于设置燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮系统的齿轮比的方法
CN105164385A (zh) * 2013-05-01 2015-12-16 德稳航空咨询有限公司 压缩机系统

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
USH2032H1 (en) * 1999-10-01 2002-07-02 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Integrated fan-core twin spool counter-rotating turbofan gas turbine engine

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
USH332H (en) * 1986-01-31 1987-09-01 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army High speed lock mechanism
US20030145577A1 (en) * 2002-02-07 2003-08-07 Lockheed Martin Corporation System and method of pulsed detonation injection for fluid flow control of inlets, nozzles, and lift fans
US20060242943A1 (en) * 2005-04-29 2006-11-02 General Electric Company Supersonic missile turbojet engine
US20070028595A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-08 Mongia Hukam C High pressure gas turbine engine having reduced emissions
CN104204459A (zh) * 2012-03-26 2014-12-10 联合工艺公司 燃气涡轮发动机风扇驱动齿轮系统的扭矩框架衬套布置
CN104220729A (zh) * 2012-04-11 2014-12-17 通用电气公司 齿轮箱和具有齿轮传动风扇的涡轮发动机
CN103867337A (zh) * 2012-12-11 2014-06-18 中航商用航空发动机有限责任公司 大涵道比变循环发动机
CN104379906A (zh) * 2013-02-04 2015-02-25 联合工艺公司 用于设置燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮系统的齿轮比的方法
CN105164385A (zh) * 2013-05-01 2015-12-16 德稳航空咨询有限公司 压缩机系统
CN104213985A (zh) * 2013-06-03 2014-12-17 联合工艺公司 用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109779783A (zh) * 2019-04-08 2019-05-21 沈阳建筑大学 一种具有涵道比自主调节能力的涡扇发动机
CN109779783B (zh) * 2019-04-08 2024-01-23 沈阳建筑大学 一种具有涵道比自主调节能力的涡扇发动机
CN114542290A (zh) * 2020-11-26 2022-05-27 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机的支承结构
CN115506916A (zh) * 2022-08-30 2022-12-23 中国航发湖南动力机械研究所 对转桨尖双驱动涡扇发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CN105443270B (zh) 2017-11-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2703888C2 (ru) Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения
US11352980B2 (en) Turbine engine with a contra-rotating turbine for an aircraft
US7299621B2 (en) Three-spool by-pass turbojet with a high by-pass ratio
RU2631956C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
JP5620519B2 (ja) 航空機タービンエンジン用二重反転プロペラシステム
CN102317598B (zh) 紧凑型对转螺旋桨系统
CN105889097A (zh) 一种超高速鼓风机
US20130000323A1 (en) Differential gear system with carrier drive
US20140150401A1 (en) Geared compressor for gas turbine engine
EP3020953B1 (en) Gas turbine engine
CN107448292A (zh) 无油的燃气涡轮发动机
CN103291458A (zh) 带有安装到中间涡轮机框架的齿轮系统的反旋转低压涡轮机
RU2014134424A (ru) Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
CN103291453A (zh) 具有分流齿轮系统的逆向旋转低压涡轮
CN1952368A (zh) 燃气轮机装置及其装配方法
EP3575573B1 (en) Hybrid amplification of high spool motoring via low spool power extraction and motoring of a differential geared generator
CN101153559A (zh) 燃气涡轮发动机总成及其组装方法
US10260348B2 (en) Compressor for an axial turbine engine with double contra-rotating rotors
CN106195136B (zh) 一种齿轮驱动风扇(gtf)发动机齿轮传动装置
CN109854377A (zh) 一种新型航空涡轮风扇发动机
CN112930436A (zh) 具有无涵道双螺旋桨的涡轮机
US11735988B2 (en) Dual rotor electric machine
CN104074926A (zh) 新型gtf航空发动机风扇主减速器
EP3020942A1 (en) Gas turbine electrical machine arrangement
CN105443270A (zh) 一种新型航空涡轮风扇发动机

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant