CN107965397A

CN107965397A - 离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构

Info

Publication number: CN107965397A
Application number: CN201610912488.4A
Authority: CN
Inventors: 谢爱梅
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2016-10-20
Filing date: 2016-10-20
Publication date: 2018-04-27

Abstract

一种离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构包括：一含离心式多级风扇主进出气外涵道推力装置，二含离心式多级压气机高压内涵道喷气装置，三内涵道进气口的设置，其特征一在于在转子的作用下，离心式多级风扇高速转动成气泵，形成高压气体通过外涵道的排气口向外推出，成涡扇发动机主推力；其特征二在于含离心式多级压气机高速转动成气泵，增压比大增，当燃烧室燃烧的高温、高压气体向外喷发时推动涡轮机，经内涵道的喷气口向外喷出，成涡扇发动机的动力；其特征三在于转子一侧为空心端，并设有通孔槽，转子一侧空心端、通孔槽成为内涵道进气口，使涡扇发动机进气口中心部得到充分的利用，实现大推力涡扇发动机的小型化，轻量化。

Description

离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构

技术领域

本发明涉及一种离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构，主要是在航空飞机动力系统中的涡扇发动机结构的一种新型设计，从而使涡扇发动机获得高效的性能，更大的推力，实现大推力发动机的小型化、轻量化。

背景技术

航空发动机比作航空飞机的心脏，飞机的性能取决于发动机，我国的发动机制造业起步较晚，在性能上，与世界先进发达国家存在着代差，现生产的发动机在性能上远远跟不上各类飞机发展的需求，严重拖住国防和航空事业的发展，最近国家组织有关部委、科研机构及制造商对航空发动机进行专项攻关，加快对发动机的研发和制造，决心要打翻身仗，其力度不亚与当年的二弹一星工程。

本人对轴流式多级叶轮水泵及离心式多级叶轮水泵曾做过比较，做过压力试验，在其叶轮外径相同，级数相等，同一个试验台，同电机、同管径、同压力表的情况下，其试验压力结果是：轴流式为0.5Mpa，离心式为4Mpa，压力表所示离心式为轴流式的8倍，对于涡扇发动机的关键部压气机，其增压比据说目前世界所研发的发动机不足50％，根据离心式多级水泵的原理每多一级其压力增100％，从而得知，开发离心式多级涡扇发动机的重要性，目前现有的涡扇发动机其风扇和压气机的叶轮均采用轴流式，亦有轴流加离心式的，由于现通用的离心式多级叶轮泵其结构形式重量过重，在涡扇发动机中得不到采用，本人认为，其实是可以改良的，开发离心式多级涡扇发动机，可取其利，去其弊，取增压比之利，去其重量之弊，便可获高效之涡扇发动机，在此，提出一种离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构。

发明内容

本发明是提供一种离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构，在大型飞机、各类型飞机及飞行器中的动力系统中应用，提供更充足的推力，实现大推力涡扇发动机的小型化、轻量化，发明内容：包括一含离心式多级风扇主进出气外涵道推力装置，二含离心式多级压气机高压内涵道喷气装置，三内涵道进气口的设置，其特征一在于含离心式多级风扇主进出气外涵道推力装置包括外涵道进气口、机壳、离心式多级风扇、前支架、外涵道、后支架、内胆及排气口，外壳与内胆之间由前支架及后支架联接固定，机壳的内侧与内胆的外侧之间形成发动机外涵道通道，当转子转动时，离心式多级风扇高速转动成气泵，从外涵道进气口吸入气体，经离心式多级风扇加压，形成高压气体通过外涵道的排气口推出，成涡扇发动机主推力，离心式多级风扇叶轮形式种类很多，以选择重量轻、风能高及易加工成品精度为好，可采用离心式多级风扇叶轮为背叶式，叶与机壳内一侧成泵，给气体加压，背与机壳内另一侧为气流通道，至下一级加压，背叶式结构重量轻、风能高，强度好其叶片又容易加工成高精度成品，若与通用的离心式多级泵的结构相比，较大地减轻了风扇重量及提高成品的精度；其特征二在于含离心式多级压气机高压内涵道喷气装置包括内涵道进气口、转子、内胆、前支承座、通孔槽、离心式多级压气机、后支承座、燃烧室、内涵道、涡轮机及喷气口，转子由内胆的前支承座及后支承座支承，由转子一侧的空心端、通孔槽、内胆的内侧和转子的外侧成内涵道通道，内涵道设置有离心式多级压气机、燃烧室及涡轮机，离心式多级压气机高速转动成气泵，增压比大增，当燃烧室燃烧的高温、高压气体向外喷发时推动涡轮机，经内涵道的喷气口喷出，成涡扇发动机的动力，离心式多级压气机叶轮可采用背叶式结构，该结构在增压比大增的同时减轻重量，给燃烧室充足的气体，让涡轮机输出获得更大的动力；其特征三在于内涵道进气口的设置，包括转子的一侧为空心端，并设有通孔槽，成为内涵道进气口，使涡扇发动机的进气口中心部得到充分的利用，该结构与轴流式风扇相比，因轴流式风扇进气口中心部是得不到利用的，而且成为涡流，所以从上述得知，离心式比轴流式有较大的进步，离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构是实现大推力涡扇发动机的小型化、轻量化更为理想的结构设计。

附图说明

附图为本发明实施例离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构主视示意图：

1 外涵道进气口、2 机壳、3 离心式多级风扇、4 前支架、5 外涵道、6 后支架、7内胆、8 排气口、9 内涵道进气口、10 转子、11 前支承座、12 通孔槽、13 离心式多级压气机、14 后支承座、15 燃烧室、16 内涵道、17 涡轮机、18 喷气口，箭头为外涵道及内涵道气流方向。

具体实施方式

如图所示，本实施例离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构，其特征在于包括外涵道进气口1、机壳2、离心式多级风扇3、前支架4、外涵道5、后支架6、内胆7、排气口8、内涵道进气口9、转子10、前支承座11、通孔槽12、离心式多级压气机13、后支承座14、燃烧室15、内涵道16、涡轮机17、喷气口18，其实施方式一、含离心式多级风扇主进出气外涵道推力装置，在转子10的作用下，转子与离心式多级风扇3联动，离心式多级风扇高速转动成气泵，对气体加压，气体经外涵道进气口1吸入，气体加压后经机壳2的内侧与内胆7外侧之间形成的外涵道5高速流通，机壳与内胆间由前支架4和后支架6固定，其高压的气体经外涵道的排气口8推出，成涡扇发动机主推力；实施方式二、含离心式多级压气机高压内涵道喷气装置，内胆内侧与转子外侧间形成内涵道16，其间由前支承座11及后支承座14支承转子转动，当涡扇发动机启动时，气体由内涵道进气口9吸入，经转子一侧空心端、通孔槽12进入内涵道通道，再经离心式多级压气机13加压，离心式多级压气机高速转动成气泵，增压比大增，当燃烧室15燃烧的高温、高压气体向外喷发时推动涡轮机17，经内涵道的喷气口18向外喷出，成涡扇发动机的动力；实施方式三、内涵道进气口的设置，转子的一侧为空心端，并设有通孔槽，气体经转子一侧的空心端、通孔槽吸入内涵道，转子一侧的空心端、通孔槽成为内涵道的进气口，使涡扇发动机的进气口中心部得到充分的利用，涡扇发动机的进气口中心部，是气流的集中部，轴流式涡扇发动机是利用不上的，从上述的实施方式得知，离心式多级涡扇发动机比轴流式涡扇发动机先进，可获得高效的性能，更大的推力，是实现大推力涡扇发动机小型化、轻量化的较佳选择，本发明适用于大型飞机、各类型飞机及飞行器的应用，可让飞机载的重量更多，飞的更快、更远。

Claims

1.一种离心式多级涡扇高效航空新型发动机结构，其特征在于包括一含离心式多级风扇主进出气外涵道推力装置，二含离心式多级压气机高压内涵道喷气装置，三内涵道进气口的设置。

2.根据权利要求1所述的含离心式多级风扇主进出气外涵道推力装置，包括外涵道进气口、机壳、转子、离心式多级风扇、内胆及排气口，其特征在于由机壳的内侧和转子、内胆的外侧形成外涵道，在转子的作用下，离心式多级风扇高速转动成气泵，形成高压气体通过外涵道的排气口推出，成涡扇发动机主推力。

3.根据权利要求1所述的含离心式多级压气机高压内涵道喷气装置，包括内涵道进气口、转子、通孔槽、内胆、离心式多级压气机、燃烧室、涡轮机及喷气口，其特征在于由转子一侧的空心端、通孔槽，内胆的内侧和转子的外侧间组成内涵道，离心式多级压气机高速转动成气泵，增压比大增，当燃烧室燃烧的高温、高压气体向外喷发时推动涡轮机，经内涵道的喷气口向外喷出，成涡扇发动机的动力。

4.根据权利要求1所述的内涵道进气口的设置，其特征在于转子一侧为空心端，并设有通孔槽，转子一侧的空心端、通孔槽成为内涵道进气口，使涡扇发动机的进气口中心部得到充分的利用。