CN108412636A - 用于航空动力领域的涡扇发动机核心机 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机。用于航空的涡扇发动机核心机包括依次设置在壳体内的前风扇、压气机、连接器以及涡轮，前风扇设置在压气机的进气端；连接器位于压气机的出气端，连接器内具有收敛喷口，收敛喷口朝向远离压气机的方向；涡轮呈筒状，且设置在连接器的下游。本发明实施例提供的涡扇发动机核心机，其筒状涡轮是燃烧室与涡轮合二而一的特殊结构，经与连接器的收敛喷口相作用，可实现燃气流的涡旋与聚焦，这样能够提高燃气流的压力、速度和涡轮前温度，以利于提高燃油的利用率，从而有利于提高了涡扇发动机的推力。此外，通过本发明提供的涡扇发动机核心机的技术路径，可衍生出多种型号的喷气发动机。

Description

用于航空动力领域的涡扇发动机核心机
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机。
背景技术
涡轮喷气式发动机是广泛应用于航空领域的动力装置。
迄今为止，国内外的所有航空喷气发动机均由风扇、压气机、燃烧室和高压涡轮等几大部件组成。由于受现有加工技术手段的限制，且为了便于固定安装，均是采用固定机匣，也就是说动力输出是在燃气的作用下，靠燃气涡轮联动主轴上的压气机进行工作的方式产生推力。故燃烧室只能做成环状或多筒状，高压燃气涡轮也全都是盘状。
发明内容
本发明提供了一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机能够提高发动机的推力。
为达到上述目的，本发明实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机。用于航空动力领域的涡扇发动机核心机包括依次设置在壳体内的前风扇、压气机、连接器以及涡轮，所述前风扇设置在所述压气机的进气端；所述连接器位于压气机的出气端；所述涡轮呈筒状，且设置在所述连接器的下游。
可选地，所述壳体内设置有由多级转子组成的机匣，所述涡轮在燃气作用下运转时，联动连接器并带动所述机匣转动，所述机匣带动前风扇转动。
可选地，所述压气机内还设置有静子，所述静子与所述转子交错设置，各级静子与转子均由3D打印成型。
可选地，所述机匣为一整体结构且由多级转子串联组成。
可选地，所述涡扇发动机核心机还包括后风扇，所述后风扇与所述涡轮用3D打印一体成型。
可选地，所述涡扇发动机核心机还包括固定不动的主轴，所述主轴设置在所述壳体中央，且各级所述静子均固定安装在所述主轴上，所述主轴内安装有燃油供给系统和点火装置。
可选地，所述涡轮中的燃气涡轮叶片为带冷却通道的中空叶片。
可选地，所述涡轮的尾部中央设置有一向内凹陷的尾锥用以汇集经所述中空叶片溢出的冷却空气以降低尾喷管中的涡流阻力。
可选地，用于前后固定所述机匣与所述涡轮的连接器，其内部做成收敛式喷口状，用以聚焦从压气机中溢出的高压气流。
本发明具有的优点和积极效果是：
本发明实施例提供的用于航空的涡扇发动机核心机，其燃烧室与涡轮二合一的筒状结构，可实现燃气流的涡旋与聚焦，这样能一定程度地提高燃气流的压力、速度和温度，提高了燃料的利用率，从而改善整机的燃油经济性。
此外，本发明实施例提供的涡扇发动机核心机，能够在该核心机的基础上衍生出多种型号的喷气发动机，因此，具有广泛的应用前景。
附图说明
图1为本发明实施例提供的涡扇发动机内部结构的示意性侧视图；
图2为本发明实施例提供的涡扇发动机的示意性剖视图；
图3为本发明实施例提供的涡扇发动机外部的示意性侧视图；
图4为图3的示意性左视图；
图5为本发明实施例提供的涡扇发动机内部结构的示意性轴侧图。
附图标记说明：
1、前风扇；2、压气机；3、连接器；4、涡轮；5、静子；6、转子；7、机匣；8、后风扇；9、主轴；10、中空叶片；11、尾锥；12、壳体。
具体实施方式
下面结合附图详细描述本发明实施例的示例性实施例。
本发明实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机。此核心机包括依次设置在壳体12内的前风扇1、压气机2、连接器3以及涡轮4，前风扇1设置在压气机2的进气端；连接器3位于压气机2的出气端，连接器3具有收敛喷口，收敛喷口朝向远离压气机2的方向；涡轮4呈筒状，且设置在连接器3的下游。
本发明实施例提供的用于航空的涡扇发动机核心机，其燃烧室与涡轮二合一的筒状结构，可实现燃气流的涡旋与聚焦，这样能一定程度地提高燃气流的压力、速度和温度，提高了燃料的利用率，从而改善整机的燃油经济性。
此外，本发明实施例提供的涡扇发动机核心机，能够在该核心机的基础上衍生出多种型号的喷气发动机，因此，具有广泛的应用前景。
具体地，本发明实施例提供的涡扇发动机核心机工作要点是：流经压气机2后的高压涡旋气流在连接器3的收敛喷口处与燃油混合，经收敛喷口到筒状涡轮4的单腔燃烧室内聚焦爆燃，驱动涡轮4做功后，再向后喷出。
具体地，结合参考图1至图5，前风扇1、压气机2、连接器3以及涡轮4均依次地设置在壳体12内，该涡扇发动机通过壳体12固定在飞行器的机体内部。
在涡喷发动机的基础上加装风扇后称作涡扇发动机。涡扇较涡喷发动机不仅大幅提高了推力，而且更省油，更降噪环保。本发明实施例中的前风扇1与后风扇8均是发动机的重要推力来源。前风扇1是与压气机2上的机匣7相联结，并与其联动工作。
压气机2是利用高速旋转的叶片给空气做功以提高空气压力的部件。本发明实施例提供的压气机2采用轴流式压气机。
燃烧室是燃料或推进剂在其中燃烧，生成高温燃气流的装置，是一种用耐高温合金材料制作的燃烧设备。本实施例中，燃烧室经过特殊的技术处理，可实现燃气流的涡旋与聚焦。特别地，本实施例中，燃烧室为单腔室结构，即：与现有技术中的燃烧室均为环形结构相比，燃烧室采用单腔室的结构是本发明与现有技术的一大区别。并且，该燃烧室是与涡轮4为一体的筒状，整个涡轮4(包括设置在其内部的燃烧室)是由3D打印技术一体成型制造而成。
涡轮4是将流动工质的能量转换为机械功的旋转式动力装置，是最主要的高温受力部件。为了提高叶片的高温耐受能力，涡轮4中的叶片采用中空结构，以便于冷却空气流通。
优选地，壳体12内设置有由多级转子6组成的机匣7，涡轮4在燃气作用下运转时，联动连接器3并带动机匣7转动，机匣7带动前风扇1转动；涡扇发动机核心机还包括后风扇8，后风扇8与涡轮4一体成型。在本实施例中，是使用3D打印技术将转子6的叶片与某一段机匣7制做成一个整体。多个带有转子6叶片的机匣7前后串联安装，共同组成压气机的转子部分。
如图2所示，机匣7是由多级转子6串联而成，是发动机运转部分的主体，也是主要的承力部件。其前端与前风扇1固定，后端与连接器3固定。
可选地，涡扇发动机还包括主轴9，主轴9设置在壳体12中央，主轴9与多级静子5固定安装在一起，并保持静止。主轴9内部安装有燃油供给系统和点火装置。
进一步地，涡轮4中除了位于前部的单腔燃烧室外，后部是由众多中空叶片10和向内凹陷的尾锥11构成，此结构设计能有效地提高涡轮的散热效率并消除尾端的涡流阻力。
固定的主轴9设置在该涡扇发动机的中心轴位置上，主轴9与压气机2中的静子5固定安装并保持静止。即，与现有技术中的发动机主轴转动、机匣7固定相比，这一点是本发明与现有技术的另一大区别。
优选地，涡扇发动机还包括后风扇8，其作用与前风扇1相同，都是为了提高发动机的推力。后风扇8与筒状涡轮4是在3D打印时一体成型的，故后风扇8与涡轮4同步运转。
本发明实施例提供的涡扇发动机的启动流程可概括如下：发动机在外力作用下被启动后，压气机2产生高压气流，经连接器3的收敛喷口时，与主轴内燃油系统点燃的燃油混合进入筒状涡轮4的燃烧室内爆燃，从而驱动高压涡轮4转动，再向前带动压气机2上的外机匣7转动，进而带动最前端的前风扇1工作。如此循环：风扇产生驱动力，压气机2产生高压气流，流经燃烧室形成涡旋的高温、高压、高速的燃气流，驱动筒状涡轮4旋转的同时向后喷射高温燃气产生推力。
本发明具有如下有益效果：
本发明实施例提供的涡扇发动机核心机，其筒状涡轮是燃烧室与涡轮合二而一的特殊结构，经与连接器的收敛喷口相作用，可实现燃气流的涡旋与聚焦，这样能够提高燃气流的压力、速度和涡轮前温度，以利于提高燃油的利用率，从而有利于提高了涡扇发动机的推力。此外，通过本发明实施例提供的涡扇发动机核心机的技术路径，可衍生出多种型号的发动机。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，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 (9)

1.一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，包括依次设置在壳体(12)内的前风扇(1)、压气机(2)、连接器(3)以及涡轮(4)，其特征在于，
所述前风扇(1)设置在所述压气机(2)的进气端；
所述连接器(3)位于压气机(2)的出气端；
所述涡轮(4)呈筒状，且设置在所述连接器(3)的下游。
2.根据权利要求1所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述壳体(12)内设置有由多级转子(6)组成的机匣(7)，所述涡轮(4)在燃气作用下运转时，联动连接器(3)并带动所述机匣(7)转动，所述机匣(7)带动前风扇(1)转动。
3.根据权利要求2所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述压气机(2)内还设置有静子(5)，所述静子(5)与所述转子(6)交错设置，各级静子与转子均由3D打印成型。
4.根据权利要求3所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述机匣(7)为一整体结构且由多级转子(6)串联组成。
5.根据权利要求1所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述涡扇发动机核心机还包括后风扇(8)，所述后风扇(8)与所述涡轮(4)用3D打印一体成型。
6.根据权利要求3所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述涡扇发动机核心机还包括固定不动的主轴(9)，所述主轴(9)设置在所述壳体(12)中央，且各级所述静子(5)均固定安装在所述主轴(9)上，所述主轴(9)内安装有燃油供给系统和点火装置。
7.根据权利要求5所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述涡轮(4)中的燃气涡轮叶片为带冷却通道的中空叶片(10)。
8.根据权利要求7所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述涡轮(4)的尾部中央设置有一向内凹陷的尾锥(11)用以汇集经所述中空叶片(10)溢出的冷却空气以降低尾喷管中的涡流阻力。
9.根据权利要求2所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，用于前后固定所述机匣(7)与所述涡轮(4)的连接器(3)，其内部做成收敛式喷口状，用以聚焦从压气机(2)中溢出的高压气流。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110196167A (zh) * 2019-06-14 2019-09-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种核心机试验用后机匣
CN113982781A (zh) * 2021-08-18 2022-01-28 高阳 一种压气机多转子叶轮和涡轮多转子全对转航空发动机
CN114295382A (zh) * 2021-12-22 2022-04-08 北京动力机械研究所 高压涡轮叶片振动应力动测核心机试验器的进气机匣

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1211064A (en) * 1969-02-06 1970-11-04 Gen Electric Improvements in gas turbine engines
CN87100750A (zh) * 1987-02-16 1988-08-31 杨列 有切向升力流道的涡轮风扇发动机
CN1115004A (zh) * 1995-04-20 1996-01-17 郭颖 反击式喷气发动机
EP0950808A2 (en) * 1998-04-13 1999-10-20 Nikkiso Company, Ltd. Turbofan engine including fans with reduced speed
US20090145106A1 (en) * 2006-08-28 2009-06-11 Rory Keogh Turbofan engine utilizing an aerodynamically coupled pre-combustion power turbine
CN106194497A (zh) * 2016-06-21 2016-12-07 杨京生 固定轴式、筒状燃气涡轮、单燃烧室结构的涡轮风扇航空喷气发动机
CN106762138A (zh) * 2017-01-21 2017-05-31 袁新友 一种并轴式航空燃气发动机
CN207920736U (zh) * 2018-03-07 2018-09-28 杨京生 用于航空动力领域的涡扇发动机核心机

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1211064A (en) * 1969-02-06 1970-11-04 Gen Electric Improvements in gas turbine engines
CN87100750A (zh) * 1987-02-16 1988-08-31 杨列 有切向升力流道的涡轮风扇发动机
CN1115004A (zh) * 1995-04-20 1996-01-17 郭颖 反击式喷气发动机
EP0950808A2 (en) * 1998-04-13 1999-10-20 Nikkiso Company, Ltd. Turbofan engine including fans with reduced speed
US20090145106A1 (en) * 2006-08-28 2009-06-11 Rory Keogh Turbofan engine utilizing an aerodynamically coupled pre-combustion power turbine
CN106194497A (zh) * 2016-06-21 2016-12-07 杨京生 固定轴式、筒状燃气涡轮、单燃烧室结构的涡轮风扇航空喷气发动机
CN106762138A (zh) * 2017-01-21 2017-05-31 袁新友 一种并轴式航空燃气发动机
CN207920736U (zh) * 2018-03-07 2018-09-28 杨京生 用于航空动力领域的涡扇发动机核心机

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110196167A (zh) * 2019-06-14 2019-09-03 中国航发沈阳发动机研究所 一种核心机试验用后机匣
CN110196167B (zh) * 2019-06-14 2021-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种核心机试验用后机匣
CN113982781A (zh) * 2021-08-18 2022-01-28 高阳 一种压气机多转子叶轮和涡轮多转子全对转航空发动机
CN113982781B (zh) * 2021-08-18 2023-08-11 高阳 一种压气机多转子叶轮和涡轮多转子全对转航空发动机
CN114295382A (zh) * 2021-12-22 2022-04-08 北京动力机械研究所 高压涡轮叶片振动应力动测核心机试验器的进气机匣

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