CN106368851A - 一种多风扇推进装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种多风扇推进装置，包括传统风扇转子、增压级压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷口，所述高压压气机左端设有内传动装置，所述内传动装置一端与高压压气机左端连接，另一端通过柔轴传动与辅助风扇驱动装置连接，所述辅助风扇包括辅助风扇转子、辅助风扇机匣、辅助风扇转子支撑系统，所述辅助风扇转子与辅助风扇驱动装置连接，由辅助风扇驱动装置驱动。本发明的优点在于：通过灵活调整现有燃气涡轮发动机燃烧室出口燃气能量分配形式，使其能量供给于多个风扇，同时通过风扇转子的桨距调节实现对涵道比的灵活调节，改善发动机在不同飞行高度下的性能；同时辅助风扇的设置降低了主发动机的风扇尺寸。

Description

一种多风扇推进装置
技术领域
本发明属于航空燃气涡轮发动机领域，特别涉及了一种多风扇推进装置。
背景技术
在航空燃气涡轮发动机领域，涡轮风扇发动机因其燃油经济性好得到了非常广泛的应用，其中在民用领域采用大涵道比涡扇发动机，军用领域尤其是战斗机用发动机更多采用小涵道比涡扇发动机。
随着对燃油经济性要求的进一步提高，民航大涵道比涡扇发动机更多的是通过提高涵道比来实现，由此导致风扇的直径越来越大，而由于风扇转子叶尖线速度的限制，风扇转子的转速也受到很大的限制，而由此导致低压涡轮转子的转速只能进一步降低，由此带来低压涡轮级数的增加、发动机效率的下降及整台发动机的零件数、长度增加；美国普惠公司的齿轮传动发动机通过在风扇转子和低压涡轮转子之间串接减速器缓解了该问题，但随着要求的涵道比越来越大，风扇直径越来越大，会导致发动机吊装后距离地面距离越来越小，而民航法规的强制性最小距离要求导致该技术途径终会走到尽头。
军用小涵道比涡扇发动机涵道比一般设计较小，在空中为提高机动性希望进一步降低涵道比。美国通用电气公司研制的变涵道比发动机部分解决了该问题，但增加了发动机中的可调几何元件，增加了系统的复杂性。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种多风扇推进装置。
本发明采用的技术方案为：一种多风扇推进装置，包括传统风扇转子、增压级压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷口，所述高压压气机左端设有内传动装置，所述内传动装置一端与高压压气机左端连接，另一端通过柔轴传动与辅助风扇驱动装置连接，所述辅助风扇包括辅助风扇转子、辅助风扇机匣、辅助风扇转子支撑系统，所述辅助风扇转子与辅助风扇驱动装置连接，由辅助风扇驱动装置驱动。
进一步的是，所述辅助风扇转子可以为1级或多级，所述辅助风扇转子和主发动机一样吊装在机翼下方，和主发动机组合为多风扇推进系统。
进一步的是，所述辅助风扇转子全部或部分采用变距装置。
本发明的有益效果：本发明的优点在于：通过灵活调整现有燃气涡轮发动机燃烧室出口燃气能量分配形式，使其能量供给于多个风扇，同时通过风扇转子的桨距调节实现对涵道比的灵活调节，改善发动机在不同飞行高度下的性能；同时辅助风扇的设置降低了主发动机的风扇尺寸，进而降低了对起落架高度的刚性要求。
附图说明
图1是一种传统单风扇转子大涵道比涡扇发动机示意图；
图2是本发明的结构示意图。
图中所示：1-传统风扇转子、2-增压级压气机、3-高压压气机、4-燃烧室、5-高压涡轮、6-低压涡轮、7-尾喷口、8-内传动装置、9-传动柔轴、10-辅助风扇驱动装置、11-辅助风扇转子、12-辅助风扇机匣、13-辅助风扇转子支承系统。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对发明做进一步详细的说明。
图1是一种传统单风扇转子大涵道比涡扇发动机示意图，传统风扇转子1、增压级压气机2和高压压气机3持续对进入发动机的气流进行增压，在燃烧室4中吸收化石燃料的热量后变成高温高压的燃气，该燃气能量分成三部分，第一份是冲击高压涡轮5，由此驱动高压压气机3；第二份是冲击低压涡轮6，由此驱动单级风扇转子1和增压级压气机2，而单级风扇转子1提供了一部分推力；第三份则通过尾喷口7整流后向后喷入大气中，提供了另一部分推力。发动机的总推力则由风扇转子1和尾喷口7向后排气提供的两项推力合成得到；定义来流空气经过单级风扇转子1后流入增压级压气机2的部分为内涵气流，来流空气经过单级风扇转子1后从外环流过，而没有流入增压级压气机2的部分为外涵气流。定义外涵气流与内涵气流的质量流量比值为涵道比。随着单级风扇转子1直径的增加，发动机涵道比增加，则高温高压的燃气能量分配到第二份的比重就增加了，风扇转子1提供的推力在总推力中的比重也随之增加。
实施例
如图2所示，本发明的一种多风扇推进装置，包括传统风扇转子1、增压级压气机2、高压压气机3、燃烧室4、高压涡轮5、低压涡轮6、尾喷口7，所述高压压气机3左端设有内传动装置8，所述内传动装置8一端与高压压气机3左端连接，另一端通过柔轴传动9与辅助风扇驱动装置10连接，所述辅助风扇包括辅助风扇转子11、辅助风扇机匣12、辅助风扇转子支撑系统13，所述辅助风扇转子11与辅助风扇驱动装置10连接，由辅助风扇驱动装置10驱动。
主发动机的旋转力矩经内传动装置8、传动柔轴9输送给辅助风扇驱动装置10，从而带动一个或多个辅助风扇转子11转动，辅助风扇转子11有辅助风扇机匣12包容；同时辅助风扇转子11由辅助风扇转子支承系统13提供支承。辅助风扇转子13安装在机翼下方，与主发动机一起构成多风扇推进系统。
在上述实施例中，可以在传统风扇转子1和辅助风扇转子11上全部或部分采用变距装置，以灵活改变发动机的涵道比，如高空可以降低辅助风扇转子的桨距，由发动机排气尾流来提供更多的推进力。
辅助风扇转子11与传统风扇转子1均有风扇机匣包容，以降低运行噪音、提高适航安全性。
本发明的优点在于：通过灵活调整现有燃气涡轮发动机燃烧室出口燃气能量分配形式，使其能量供给于多个风扇，同时通过风扇转子的桨距调节实现对涵道比的灵活调节，改善发动机在不同飞行高度下的性能；同时辅助风扇的设置降低了主发动机的风扇尺寸，进而降低了对起落架高度的刚性要求。
需要注意的是，在本发明的启示下，本技术领域普通技术人员还可以进行许多改进和修饰，这些改进和修饰都落在本发明的权利要求保护范围之内。

Claims (3)

1.一种多风扇推进装置，包括传统风扇转子(1)、增压级压气机(2)、高压压气机(3)、燃烧室(4)、高压涡轮(5)、低压涡轮(6)、尾喷口(7),其特征在于，所述高压压气机(3)左端设有内传动装置(8)，所述内传动装置(8)一端与高压压气机(3)左端连接，另一端通过柔轴传动(9)与辅助风扇驱动装置(10)连接，所述辅助风扇包括辅助风扇转子(11)、辅助风扇机匣(12)、辅助风扇转子支撑系统(13)，所述辅助风扇转子(11)与辅助风扇驱动装置(10)连接，由辅助风扇驱动装置(10)驱动。
2.根据权利要求1所述的一种多风扇推进装置，其特征在于，所述辅助风扇转子(11)可以为1级或多级，所述辅助风扇转子(11)和主发动机一样吊装在机翼下方，和主发动机组合为多风扇推进系统。
3.根据权利要求2所述的多风扇推进装置，其特征是，所述辅助风扇转子(11)全部或部分采用变距装置。
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