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Abstract

本分案申请发明公开了对航空燃气涡轮喷气发动机作出重大改进而得的航空燃气螺管转子发动机其中之一的一种螺管转子风扇发动机。该一种螺管转子风扇发动机是以燃气螺管转子喷气发动机为核心机，都是用单位质量表面积小又是整体的螺管转子代替了叶片涡轮来转换能量和用环形燃烧室代替单薄的火焰筒来把燃料的化学能转化为热能，使的它用寿命长、故障少、造价低、可靠性高。使一种螺管转子风扇发动机具有核心机优点外还有节能优点。

Description

一种螺管转子风扇发动机
技术领域
本申请是申请日：2017年04月15日，专利申请号：201710281816.X，发明创造名称：航空燃气螺管转子发动机，的分案申请。本发明涉及航空燃气涡轮发动机，具体来说涉及对现有技术作出重大改进的一种螺管转子风扇发动机。
背景技术
航空燃气涡轮发动机简称航空燃气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮风扇发动机四种，是现代固定翼飞机和直升机的主要动力装置。由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮所组成的涡轮喷气发动机又称为核心机，因为它是用来提供高压、高温燃气的，因此又称为燃气发生器，其余三机种均由它衍生而来。
航空燃气涡轮发动机寿命短是世界性难题。据资料对航空发动机强国显示：俄罗斯AL-31F发动机标称首翻期寿命可达1000小时，然而使用过程中根本达不到，实际上总寿命只有900小时，大修寿命仅有300小时(这款发动机被用于我国歼10和歼11战机上)；美国F-100、F-110军用航空发动机工作寿命和首翻期寿命一般都可达4000小时和1000小时。我国采用单晶涡轮叶片和整体粉末冶金涡轮盘技术，自行研制的太行改进型发动机WS10A的使用寿命达到了2000至3000小时，已经远远超过俄罗斯产品。按照每年约240-300小时的训练和值班飞行时数来计算，通常不到时4年就需要更换全新发动机。对平均寿命可达到20年之久的战斗机来说，如果4年更换一次全新发动机，就需要约5台发动机，造成了巨大的浪费。可见，造价非常昂贵的飞机心脏——发动机，寿命却只有区区几千小时进行倒计时，令人感到惊讶与惋惜。
造成航空燃气涡轮发动机寿命短的主要原因：一是使用了火焰筒燃烧室来把化学能转化为热能；二是使用了叶片式涡轮来把热能转换为机械功。
使用火焰筒作燃烧室有许多明显和隐藏的隐患。火焰筒燃烧室是用来保证燃气涡轮发动机航空器在各种飞行状态下，将燃料的化学能转化为热能的装置。整个发动机工作的可靠性，在很大程度上取决于燃烧室工作的可靠性。燃烧室的工作条件十分恶劣，是在高速气流(100～150m/s)和贫油混合气，很大余气系数a＝3.0～4.5下进行复杂的物理和化学过程，当飞行条件和工作状态改变时，余气系数变化范围很大，猛收油门时a＞40～50，猛增大油门时a＜0.2。通常火焰筒燃烧室除担负将燃料的化学能转化为热能用于驱动压气机外，连喷气飞行所需热量的重任也要火焰筒燃烧室承担，火焰筒内部燃气温度高达2000℃，容热强度高达(2.1x103～10.3x103kJ/m3.h.Pa)，火焰筒燃烧室要承受高温高压、轴向力及惯性力产生的静负荷和振动外，由于温度场不均匀，还要承受热应力，以及燃气的热腐蚀。如此重要的火焰筒燃烧室，可它的零部件却主要是薄壁金属合金件，当然难免会出现例如：燃烧室出口局部温度过高，会引起涡轮叶片过热或烧毁，使燃烧室的可靠性差及寿命短，会使发动机的使用性能及工作可靠性变坏，燃烧室的工作不稳定，会导致熄火，使发动机停车。燃烧室工作情况的恶化，还会影响发动机的效率，例如：由于燃烧过程组织不好，会使燃烧室中的热量损失增加和燃油消耗增大，同时还会在火焰筒壁及涡轮叶片上产生积炭，火焰筒壁上的积炭使筒壁冷却变差，造成过热、变形、甚至开裂；涡轮叶片上的积炭使叶片的气动性能变差，降低涡轮效率，并影响发动机转子的平衡。
使用了叶片式涡轮来把热能转换为机械功有多方面缺点。涡轮叶片的横截面积不可能大，高温高压下从叶尖到叶根承受应力能力就非常有限；通常物体单位质量的表面积越小，物体就越难燃烧，而涡轮叶片单位质量的表面积大，耐热能力就有限，命中注定了涡轮也是个很脆弱的部件。这样发动机要迅猛发挥大推力就受到限制，也不能以爆燃粗暴方式来获得喷气飞行推力。连喷气飞行所需热量也要流经涡轮，由于火焰筒出口温度场经常不均匀，涡轮还要承受热应力，以及燃气的热腐蚀，从而加速了它寿命的缩短。
先进的航空燃气涡轮发动机技术是各国高度敏感和禁止出口的保密技术，从公开交流渠道获得根本不可能。我国航空燃气发动机技术还很落后，要提高，唯有自力更生。
为提高涡轮发动机效率，专利申请号201410415779.3一种提高涡轮发动机效率的方法及其装置，首次提供了用等效于孔式涡轮的螺管转子代替涡轮转子来转换能量的螺管转子发动机，还提供了用外置容积式空气压缩与螺管转子发动机组合用作汽车发动机。专利申请号201610813636.7一种螺管转子及其发动机，提供了单端或双端螺管转子，和用它来构成能使主轴轴承受到的轴向推力至少接近0的一种螺管转子发动机。
在此研究基础上，下面提供如何解决上述技术问题技术方案。
发明内容
发明目的：提供寿命长、安全可靠、节能、推力大的一种螺管转子风扇发动机。
本发明通过下述技术方案来实现发明目的。
一种螺管转子风扇发动机，包括涡轮风扇发动机，用一种燃气螺管转子喷气发动机作核心机，用一阶梯形自由螺管转子代替自由涡轮，自由螺管转子的螺管从入口到出口也为渐放形，核心机涡轮排气口与自由螺管转子的阶梯对应形成凹环，再与设有能调风量的第二环形函道组成第二环形燃烧室，调节第二环形函道的风门，能控制进入第二燃烧室的压缩空气量和流过自由螺管转子外围的压缩空气量，通过分别对第一、二环形燃烧室油门和风门的控制，能控制第一、二环形燃烧室的发热量，使螺管转子风扇发动机具有核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力接近0或核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力最大值的两种工作状态。
由于采用了上述技术措施，本发明与现有技术相比能收到如下有益技术效果。
1.具有一种燃气螺管转子喷气发动机(核心机)的优点。
2.实现分工合作，避免了集中加热。第一燃烧室主管压气机，第二燃烧室主管喷气飞行。
3.节能。在相同压缩空气流量和温度下，涡轮风扇发动机由于从火焰筒出来的燃气工质焓经过动力涡轮、自由涡轮转换为机械功后已下降了许多，再在尾喷管依靠工质的焓降而使工质的流动动能增大来推动飞机飞行就显得有点乏力，不利于节能。相比，本发明第一燃烧室主管了高压压气机所需功率，第二燃烧室主管喷气飞行，几乎能把全部压缩空气加热到尽可能高温度，又只经过自由涡轮转换为机械功驱动低压压气机，焓降量不大，排出压力和温度依然很高，焓降转换为流动动能就很大，喷气推动飞机飞行就显得非常有力。
4.提供了两种操控功能选择。使螺管转子风扇发动机具有核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力接近0或核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力最大值的两种工作状态。
附图说明
下面对本发明提供的说明书示意图作进一步详细说明。
图1是一种燃气螺管转子喷气发动机(即核心机)示意图。
图1中，1.发动机机匣，2.压气机叶片，3.压气机转子，4.转轴，5.扩压器，6.L形能调风量的环形函道，7.第一环形燃烧室，8.阶梯形螺管转子，9.螺管排气口，10.尾喷管，11.点火装置，12.油门，13.燃油泵。
图2是采用双转子压气机结构的一种螺管转子风扇发动机示意图。
图2中，1.发动机机匣，2.高压压气机，3.低压压气机，4.扩压器，5.L形能调风量的第一环形函道，6.第一环形燃烧室，7.环形函道，8.阶梯形螺管转子，9.能调风量的第二环形函道，10.第二环形燃烧室，11.自由阶梯形螺管转子，12.尾喷管，13.第二点火装置，14.第二环形燃烧室油门，15.第一点火装置，16.第一环形燃烧室油门，17.油泵。
图3是采用单端螺管转子的一种燃气螺管转子喷气发动机(即核心机)示意图。
图3中，1.发动机机匣，2.压气机叶片，3.压气机转子，4.转轴，5.扩压器，6.能调风量的环形函道，7.第一环形燃烧室，8.单端螺管转子，9.螺管排气口，10.尾喷管，11.点火装置，12.油门，13.燃油泵。
图4是阶梯螺管转子的侧面示意图。
图4中，1.阶梯螺管转子，2.螺管转子阶梯，3.阶梯螺管转子正面，4.阶梯螺管转子轴孔，5.阶梯螺管转子背面。
图5是阶梯螺管转子的正面示意图。
图5中，1.阶梯螺管转子，2.阶梯，3.环形燃烧室壁面，4.螺管入口，5.高压压气机转轴，6.低压压气机转轴。
图6是阶梯螺管转子的背面示意图。
图6中，1.阶梯螺管转子，2.渐放后螺管出口，3.高压压气机转轴，4.低压压气机转轴。
图7是L形能调风量的环形函道的示意图。
图7中，1.第一环形燃烧室侧盖，2.环形函道大圆筒，3.环形函道小圆筒及其百片窗式旋流孔。
图8是L形能调风量的环形函道的轴向示意图。
图8中，1.环形函道大圆筒，2.支承大小圆筒的百片窗，3.环形函道小圆筒及其百片窗式旋流孔，4.L形能调风量的环形函道与阶梯螺管转子的转动间隙，5.第一环形燃烧室侧盖。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式再作进一步的详细说明。
一种燃气螺管转子喷气发动机，包括涡轮喷气发动机，用阶梯形螺管转子代替涡轮，压气机排气口与阶梯形螺管转子之间设有扩压器，固定在机匣上L形能调风量的环形函道与螺管转子的阶梯组合构成第一环形燃烧室，环形燃烧室至少设有一个喷油装置和点火装置，螺管转子的螺管从入口到出口为渐放形，调节环形函道的风门，能控制进入第一燃烧室的压缩空气量和流过螺管转子外围环形函道的压缩空气量，以此机构成燃气发生器，工作时高速流动空气经扩压器减速变成高压压缩空气流入L形环形函道，经函道所设的旋流环以旋流方式进入第一环形燃烧室与燃油掺混燃烧产生高温高压燃气，高温高压燃气流经各路螺管时流动方向发生连续改变，使一部分焓降转换为驱动压气机高速转动的机械功，另一部分焓降转换为流动动能使流向喷口排出的气流增速，飞机获得喷气飞行推力。
一种燃气螺管转子喷气发动机与涡轮喷气发动机一样，配不同的部件，就能成为不同类型的发动机，因而称为核心机或燃气发生器。
螺管转子采用专利申请号201610813636.7中所述最好是螺管斜面与轴向夹角成45°，用于转换流体能量的螺管设在内置螺管圆柱体表层的单端螺管转子来改成阶梯形，与固定在机匣上L形能调风量的环形函道与螺管转子的阶梯组合构成第一环形燃烧室。L形能调风量的环形函道的L形环面，充当了组合构成第一环形燃烧室的壁面。L形环面与阶梯形螺管转子存在转动间隙。
如采用单端螺管转子代替涡轮，则固定在机匣上的环形函道与螺管转子的颈部组合构成环形燃烧室。
L形能调风量的环形函道与螺管转子都可用长期耐1300℃热压氮化硅制造，L形能调风量的环形函道尽可能做厚实点，使单位质量的表面积小，增加耐高温能力。
螺管从进气口至排气口横截面积为渐放形，使燃气在螺管内得到充分膨胀。根据压气机要求螺管转子发动机输出的功率和转速，用功率＝扭矩*转速/9550公式求出总输出力偶矩，把总输出力偶矩分成n个力偶矩，再根据对称两进气口圆心间的距离就是偶臂，1/n总力偶矩＝力*偶臂，压气机输出的压缩空气压力，力＝压力*面积，就能求出每个螺管进气口面积。在保证强度下把转子圆周等分成份数越多，即尽可能把总输出力偶矩分成多个力偶矩，就越能缩小进气口面积，就能缩短螺管转子发动机长度，能减少环形燃烧室凹形面深度。所求出每个螺管进气口面积是驱动压气机达到某参数值流量和压力时要求螺管转子发动机最小的螺管入口面积，要使一部分焓降转换为驱动压气机高速转动的机械功，另一部分焓降使流向喷口排出的气流增速，飞机获得喷气飞行推力，就要根据要求喷气飞行推力大小对螺管入口面积加大，同时增大将燃料的化学能转化为热能的功率。
所述能调风量的环形函道由一大一小圆筒同圆心套在一起形成的夹层构成环形函道，环形函道前端设有固定大小圆筒的支承，环形函道后端设有支承大小圆筒的百片窗，前支承与百片窗之间的小圆筒轴向筒壁上以顺时针或逆时针方向设有径向成锐角的百片窗式旋流孔，前支承与百片窗之间环形函道的小圆筒表面套有一个径向和轴向都设有百片窗的L形圆筒，转动L形圆筒百片窗能增大流入燃烧室的风量而减小流过螺管转子外围环形函道的风量或减小流入燃烧室的风量而增大流过螺管转子外围环形函道的风量。
一种螺管转子风扇发动机，包括涡轮风扇发动机，用一种燃气螺管转子喷气发动机作核心机，用一阶梯形自由螺管转子代替自由涡轮，自由螺管转子的螺管从入口到出口也为渐放形，核心机涡轮排气口与自由螺管转子的阶梯对应形成凹环，再与设有能调风量的第二环形函道组成第二环形燃烧室，调节第二环形函道的风门，能控制进入第二燃烧室的压缩空气量和流过自由螺管转子外围的压缩空气量，通过分别对第一、二环形燃烧室油门和风门的控制，能控制第一、二环形燃烧室的发热量，使螺管转子风扇发动机具有核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力接近0或核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力最大值的两种工作状态。
自由螺管转子的螺管入口总面积至少要大于或等于核心机螺管转子出口总面积。
第二环形函道与前述的能调风量的环形函道结构一样。
飞机降落时，调节风门，使第一形燃烧室油门处于最大位置，第二形燃烧室油门处于怠速位置，这时，螺管转子风扇发动机工作状态等效螺管转子螺旋桨或轴发动机工作状态，把全部焓降转换为轴功，使螺管转子风扇发动机具有核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力接近0。
飞机起飞时，调节风门，使第一形燃烧室油门处于最大位置，第二形燃烧室油门也处于处于最大位置，这时，核心机最大转速输出压缩空气和喷气飞行推力为最大值。

Claims (1)

1.一种螺管转子风扇发动机，包括涡轮风扇发动机，其特征是：用一种燃气螺管转子喷气发动机作核心机，用一阶梯形自由螺管转子代替自由涡轮，自由螺管转子的螺管从入口到出口也为渐放形，核心机涡轮排气口与自由螺管转子的阶梯对应形成凹环，再与设有能调风量的第二环形函道组成第二环形燃烧室，调节第二环形函道的风门，能控制进入第二燃烧室的压缩空气量和流过自由螺管转子外围的压缩空气量，通过分别对第一、二环形燃烧室油门和风门的控制，能控制第一、二环形燃烧室的发热量，使螺管转子风扇发动机具有核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力接近0或核心机最大转速输出压缩空气而喷气飞行推力最大值的两种工作状态。
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