CN108518289A - 一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，包括燃烧室布置在叶尖的空心风扇，高压气由中央压气机提供，沿空心叶片流至叶尖燃烧室进行燃烧，然后向侧后方喷出，以射流的反作用力来驱动风扇自转；旋转的风扇通过后机匣内的行星齿轮装置带动中央压气机，这样就建立起了整个发动机的循环运转。这种风扇叶片、供油管及风扇外圈的环箍组合在一起像自行车车轮的设计可以在高速旋转下保持良好的刚度与强度。与现有大涵道比涡扇发动机相比，本发动机去掉了涡轮部件，结构更加轻巧紧凑；与现有直升机的桨尖喷气旋翼相比，本发动机的热效率更高；同时，由于舍弃了涡轮，没有了涡轮材料的热限制，本发动机燃烧室温度可以比现有发动机进一步的提高。

Description

一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机

技术领域

本发明涉及一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，属于航空发动机技术领域，适用于亚声速下追求高推重比或高效率的航空器，尤其是对于民用客机、军用运输机、高空长航时无人机、甚至对于未来一些垂直或短距起降的飞行器等有着良好的应用前景。

背景技术

叶尖燃烧室喷气驱动技术最先应用在直升机旋翼上，在20世纪50年代，前苏联米里设计局就开始了叶尖喷气旋翼直升机的研究，其研制了一种小型四座叶尖喷气直升机B-7，这架直升机在旋翼桨尖处安放涡轮喷气发动机，并沿周向喷气驱动旋翼旋转。

在1984年，加拿大设计了一种由机身内涡轴发动机引气输送-至桨尖的直升机，其高压气由桨尖喷出驱动旋翼旋转。其共有4片旋翼，每一片旋翼内侧都设置了引气流管，并由半径5米的桨尖喷出，起飞重量约1030公斤，最大巡航速度约为155km/h。

法国研制过桨尖喷气驱动直升机Aerospatiale Djinn，其研究结果表明，如果单纯从空气压缩部件引出高压冷气来驱动，其做功的热效率很低。

美国研制的桨尖喷气直升机有麦道的XH-20和休斯的H-4，两者分别在桨尖安装的冲压发动机和燃烧室，研究结果表明，当桨尖喷出的是高温燃气时，其热效率会有一定程度的提高，但代价是使得机体结构变得复杂。

美国的NASA研制过X-50直升机，采用压缩部件的高压冷气与高温燃气混合气体作为喷气源，研究结果表明，其喷气热效率相比单一的冷气或燃气来讲，都有很大的提高。

在未来大涵道比民用涡扇发动机设计中，有一种大直径风扇的喷气自驱动方案，其原理与上述桨尖喷气直升机的旋翼相似，只是此时驱动的是风扇。罗罗公司曾给出两种驱动风扇的构型方案，两者都是两级对转风扇，且风扇都在核心机涡轮后面。第一种为低压涡轮尾气驱动风扇，其低压涡轮轴向后延伸，驱动后面两级风扇对转，同时核心机的尾气会喷到第一级风扇叶根处，这部分尾气对于驱动第一级风扇的旋转可以起到一定效果。第二种构型方案为叶根涡轮驱动对转风扇，涡轮与风扇并没有轴来连接，其风扇叶片设置在涡轮外延上。

国内南京航空航天大学的黄国平教授也曾提出两种叶尖喷气自驱动风扇的构型方案，分别为驱动风扇的叶尖涡轮与叶根涡轮。这两种喷气自驱动风扇的构型都是避免使用传统的机械传动，依靠高能气体的不同输出方式来使风扇运作，使得风扇、增压级与涡轮能在各自的最佳转速匹配下工作，即使在双转子发动机内也可以体现出三转子的性能与效率，同时为涡扇发动机涵道比的进一步增加提供了可能。

在国外叶尖喷气自驱动的动力装置已经有所应用。上个世纪九十年代，美国率先开展了一种叫冲压转子发动机的研究，这是一种集冲压发动机技术和燃气轮机技术为一体的新概念发动机。本质上为转子盘圆周处设置冲压发动机，由于高速旋转，使气流以相对马赫数2至3的速度进入冲压转子，此时满足冲压发动机工作条件，其沿周向喷气进一步驱动转子旋转。所以，冲压转子本身既是燃烧室又是涡轮，从而大大的简化了发动机结构。

冲压转子发动机在航空领域最直接的应用就是涡轴发动机，也可用于涡喷和涡扇发动机。由于冲压转子发动机耗油率低、结构简单、重量轻，用于高空长航时的无人机动力有较好的适应性，为高空低速飞行器高效动力的研制提供了一条极具前景的途径。

由上述研究背景来看，使用叶尖喷气驱动旋翼或风扇已有初步探索，其在动力领域也有一定的应用，故本发明中的叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机在原理上已具有一定的理论基础。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，具有以下优点：(1)解决大涵道比涡轮风扇发动机多级涡轮重量大、结构复杂不紧凑的问题。现有的大涵道比民用涡扇发动机的风扇直径远远大于其低压涡轮直径，故为了输出足够的功率，其低压涡轮往往有3至5级，级数过多会使发动机轴向长度增加，同时也会使发动机重量增加。

(2)提高现有叶尖喷气自驱动的热效率。由背景中研究结果表明，只用燃气驱动会造成热量的浪费，从而导致整体的热效率不佳。本发明所设计的发动机含有内外两个流道，外流燃气与内流的冷气掺混后才排出发动机，可以适当提高其循环热效率。

(3)解决叶尖喷气旋翼或风扇的结构强度问题。使用叶尖燃烧室(或叶尖发动机)驱动旋转，其对于风扇的结构是一个巨大的考验。本发明所设计的轮式风扇如同自行车的条幅车轮一样，可以在增加不多结构重量的前提下，极大的提高风扇部分的强度，进而解决原有的叶尖喷气旋翼等所暴露出来的强度问题。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，包括前机匣、后机匣以及包裹于前机匣、后机匣之间的两个对转转子，且两个对转转子分别为压气机转子和自驱动轮式风扇；

其中，所述压气机转子包括一体连接的压气机转轴及叶轮，且自驱动轮式风扇包括中心套筒、空心风扇叶片、叶尖燃烧室、供油管；所述空心风扇叶片及供油管沿圆周均布于中心套筒外侧，空心风扇叶片连通于中心套筒外壁前端，供油管自中心套筒外壁延伸至叶尖燃烧室上；

所述自驱动轮式风扇通过中心套筒套接于压气机转子上，通过自驱动轮式风扇带动压气机转子的转动；所述前机匣包括内外两个涵道，其内涵道连通压气机转子及中心套筒前端，其外涵道连通中心套筒外侧；所述后机匣前侧布置有内外两个涵道，其后侧布置有一个尾喷口，即汇合成一个涵道。

进一步的，所述压气机转子采用单个离心叶轮、轴流-离心混合多级叶排或者离心-离心混合多级叶排。

进一步的，所述压气机转轴与中心套筒内孔后端之间布置有行星齿轮传动部件，且行星齿轮传动部件中太阳轮布置在压气机转轴后端，外圈轮布置在中心套筒内孔后端，行星架固定在后机匣的中央，通过行星齿轮传动部件带动压气机转轴的加速转动。

进一步的，所述空心风扇叶片的数量为2至100片。其中，在风扇叶片数量少时，叶尖燃烧室可采用每个叶尖一个的单独形式；在风扇叶片数量多时，也可依实际情况采用环箍形式的整体连通燃烧室。

进一步的，所述空心风扇叶片外端绕接有风扇环箍，通过风扇环箍连通各个叶尖燃烧室，可以提高热量的利用率，进而降低发动机的耗油率。

有益效果：本发明提供的一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，相对于现有技术，具有以下优点：1、在保证结构强度的基础上，可以有效减轻发动机重量，紧凑发动机结构，本方案给出的发动机构型采用自驱动风扇，取消了涡轮部分，所以发动机轴向长度变短。传统涡扇发动机的冷流涵道在外，核心机部分在内，这就限制了涡轮的直径。涡轮的输出功率可以简单理解为涡轮所受扭力乘以其转速，由于内涵道尺寸限制了其直径，风扇转速又限制了它的转速，那么单级涡轮是无法带动风扇运转的，故现代大涵道比涡扇发动机都是多级低压涡轮。同时，涡轮又是发动机内重量较大的结构之一，其在高温高压高转速的复杂工作条件中运转，必须使用极其厚重的涡轮盘，大涵道比涡扇发动机又必须为多级涡轮结构，如果不改变这部分结构设计，那么涡扇发动机质量就难以大幅度减轻。本方案所设计的轮式自驱动风扇结构，其燃烧室(驱动力)位于叶尖，因为力臂的加长，其在旋转时所产生的扭矩会比传统的低压涡轮更大，在保证风扇相同转速下，自驱动即可满足风扇运转所需的功率。同时，因为本方案的自驱动风扇的转速较低，故其所受离心力相对较小，叶尖的燃烧室又是薄壁结构，燃烧室自重较小，工作时还可以在外流中冷却，故整体风扇的受力条件相比于原来的传统涡轮要简单的多。进一步的，本方案中的风扇设计采用自行车轮一样的结构，前后都有条幅状的叶片支撑着燃烧室，故其受力强度以及运转时的结构刚度都可以得到保证。

2、可以使压气机部件的稳定性提高，在相同的轴向尺寸内压缩性能增强。现代航空发动机一般都使用轴流压气机，其常出现的失稳现象有失速与喘振。本方案的高压部件由于需要周向出气，故使用了离心式压气机，其单级压比较高，压缩性能随叶片污损的影响较小，有着很宽的正常工作裕度。同时，空心风扇设计有一定的后掠角度，当气流进入叶片内部时，旋转的空心叶片类似于另一级离心压气机，可以起到进一步增压的作用。

3、可以提高燃烧室温度，进而提高发动机做功能力与循环热效率。现有的航空发动机由于涡轮材料与制作工艺的局限，导致其涡轮前温度难以很高，以美国现役第四代军用发动机F119为例，其燃烧室温度已达近2000K，然而这还并还不是其燃料可达到的最大温度。按照航空发动机热力循环理论，燃烧室内温度越高，则发动机的做功能力越强，热力效率也越高。本方案中的自驱动风扇，由于其后方取消了现有技术中的涡轮，故其燃烧室内的温度不再受涡轮的材料与工艺所限，可以达到燃料燃烧温度的最大值。

4、本发动机的构型具有一定程度的回热效果，可以提高热量的利用率，进而降低发动机的耗油率。当气流进入空心风扇叶片内部时，此时气体已经在增压过程中温度升高，由于风扇叶片是处于冷气流中旋转工作，通过叶壁热传导便可以带走内部的高压气的一定热量，使得进入燃烧室的气流比原本的要低。同时，本发动机的燃烧室设计从直观来看，是一直处于冷气流中旋转的，一方面燃烧室的冷却比较方便，另一方面，其冷热能量的掺混其实在喷口冷热气流交汇之前就开始进行了。相比于传统的涡扇发动机来讲，其能量掺混在气流掺混之前就开始有效的进行，便有更充足的时间来平衡多余的热能，使整体的能量利用率提高。

附图说明

图1为本发明实施例的分解示意图一；

图2为本发明实施例的分解示意图二；

图3为本发明实施例的内部结构示意图；

图4为本发明实施例中压气机转子的结构示意图；

图5为本发明实施例中自驱动轮式风扇的结构示意图一；

图6为本发明实施例中自驱动轮式风扇的结构示意图二；

图7为本发明实施例的发动机原理示意图；

图中包括：1、压气机转子，2、自驱动轮式风扇，3、空心风扇叶片，4、供油管，5、叶尖燃烧室，6、行星齿轮传动部件，7、前机匣，8、后机匣，9、风扇环箍，10、尾喷口，a、发动机进气口截面，b1、压气机进口截面，b2、外涵道进口截面，f1、压气机出口截面，f2、燃烧室进口截面，g、燃烧室出口截面，c1、内涵道出口截面，c2、外涵道出口截面，e、发动机尾喷口截面。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作更进一步的说明。

如图1、2所示为一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，包括前机匣7、后机匣8以及包裹于前机匣7、后机匣8之间的两个对转转子，且两个对转转子分别为压气机转子1和自驱动轮式风扇2；

如图4所示，所述压气机转子1包括一体连接的压气机转轴及叶轮；如图5、6所示，自驱动轮式风扇2包括中心套筒、2至100片空心风扇叶片3、叶尖燃烧室5、供油管4及风扇环箍9；所述空心风扇叶片3及供油管4沿圆周均布于中心套筒外侧，空心风扇叶片3连通于中心套筒外壁前端，供油管4自中心套筒外壁延伸至叶尖燃烧室5上，且风扇环箍9绕接于空心风扇叶片3外端而与叶尖燃烧室5融合连通；

如图3所示，所述自驱动轮式风扇2通过中心套筒套接于压气机转子1上，通过自驱动轮式风扇2带动压气机转子1的转动；所述前机匣7包括内外两个涵道，其内涵道连通压气机转子1及中心套筒前端，其外涵道连通中心套筒外侧；所述后机匣8前侧布置有内外两个涵道，其后侧布置有一个尾喷口10，即汇合成一个涵道。

本实施例中，所述压气机转子1采用单个离心叶轮；所述压气机转轴与中心套筒内孔后端之间布置有行星齿轮传动部件6，且行星齿轮传动部件6中太阳轮布置在压气机转轴后端，外圈轮布置在中心套筒内孔后端，行星架固定在后机匣8的中央。

本发明所设计的自驱动轮式风扇发动机含两个对转的转子，压气机转子在内，轮式风扇转子套在压气机转子的转轴上。空气流入发动机进口后，由前机匣的分流成内外两股，内涵道空气流入压气机内增压，然后沿风扇的空心叶片送至叶尖的燃烧室。燃油自后机匣的中心处沿着供油管送入叶尖燃烧室内。燃烧过的高温高压燃气从叶尖向斜后方喷出，以气体反作用力驱动风扇旋转。外涵道的气流直接流经风扇，被风扇加速后在尾喷口出与外圈的燃气流掺混排出。同时，自驱动的风扇经过后机匣内的行星齿轮带动压气机转子，关于此行星齿轮传动部件需要说明，压气机转轴上的齿轮为太阳轮，后机匣上的为固定行星架，风扇内圈上的齿轮为行星机构的外圈齿，该传动比为外圈齿与太阳轮的齿数之比，实为加速器。

本发明的核心部件是一种燃烧室布置在叶尖的空心风扇，高压气由中央压气机提供，沿空心叶片流至叶尖燃烧室进行燃烧，然后向侧后方喷出，以射流的反作用力来驱动风扇自转。旋转的风扇通过后机匣内的行星齿轮装置带动中央压气机，这样就建立起了整个发动机的循环运转。由于风扇叶片、供油管及风扇外圈的环箍组合在一起很像自行车的车轮，这种设计可以在高速旋转下保持良好的刚度与强度，故本发动机取名为叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机。与现有大涵道比涡扇发动机相比，本发动机去掉了涡轮部件，结构更加轻巧紧凑；与现有直升机的桨尖喷气旋翼和新概念自驱动转子发动机相比，本发动机的热效率更高；同时，由于舍弃了涡轮，没有了涡轮材料的热限制，故本发动机燃烧室温度可以比现有发动机进一步的提高。本发动机适用于亚声速下追求高推重比或高效率的航空器，尤其是对于民用客机、军用运输机、高空长航时无人机、甚至对于未来一些垂直或短距起降的飞行器等有着良好的应用前景。

本发明中的叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，整体来看，其燃烧室内化学能产生的总功率主要用于驱动风扇、进而驱动压气机、还有提高排气内能，以及其他一些机械摩擦损耗。可以说，本发动机的实质构型与涡扇发动机类似，只是其两个转子的转速有着一定的线性联系，其性能的计算方法也与涡扇发动机类似。

由于外涵道的轮式风扇产生大部分的推力，故实际设计时可优先考虑轮式风扇。然后，可根据风扇自驱动所需的叶尖喷气速度来设计燃烧室。进一步的，可根据整体热力循环中所需要的的增压比来设计压气机。最后，由于压气机的运转是由轮式风扇通过行星齿轮带动的，则需根据压气机的功耗来修正轮式风扇的参数选取。如此反复迭代设计，可得到发动机的尺寸、推力等全部参数。

本发明采取如下的设计办法：外涵道的轮式风扇会产生大部分的推力，可优先设计轮式风扇；然后根据风扇自驱动所需的叶尖喷气速度来设计燃烧室，根据整体热力循环中所需要的的增压比来设计压气机；最后，由于压气机的运转是由轮式风扇通过行星齿轮带动的，则需根据压气机的功耗来修正轮式风扇的参数选取。如此反复迭代设计，可得到发动机的全部参数及尺寸。此处仅以优先设计轮式风扇作为切入点来举例，实际操作时可灵活应变。

为了说明本构型发动机原理及其性能的计算方法，定义各个截面参数的下标如图7。

双转子间的功率传递是由风扇传向压气机转子，其中：

风扇由叶尖射流的自旋转驱动功率可估算为：

其中，为流过压气机的每秒空气质量流量，V_g为图7所示燃烧室出口的速度，θ为叶尖射流与发动机轴线的夹角，η_p为叶尖射流驱动效率，D为风扇直径。

压气机耗功可由航空发动机原理既有公式估算：

其中，T^*为下标点的总压，T为下标点的静压，C_p为空气定压热容，为压气机总压比，η_c为压气机效率，k为空气绝热指数。

风扇对外涵道气流做功可估算为：

其中，为流过风扇的每秒空气质量流量，为风扇总增压比，η_F为风扇效率。

风扇空心叶片也会给其内部的高压气进一步加功，可估算为：

进一步的，发动机内的做功关系可表示为：

W＝W_c+W_F+W_Fin+f

其中，f用来概略表示发动机内机械摩擦、气密不良、热量流失等损耗的综合。

由发动机原理可知，发动机的内推力可以表示为进出口截面的气流动量差与压差之和，故本发动机的推力可估算为：

其中，为发动机总空气质量流量，为燃油质量流量，V为该处气体流速，P为该截面静压，A为该截面面积。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，其特征在于，包括前机匣(7)、后机匣(8)以及包裹于前机匣(7)、后机匣(8)之间的压气机转子(1)和自驱动轮式风扇(2)；

其中，所述压气机转子(1)包括一体连接的压气机转轴及叶轮，且自驱动轮式风扇(2)包括中心套筒、空心风扇叶片(3)、叶尖燃烧室(5)、供油管(4)；所述空心风扇叶片(3)及供油管(4)沿圆周均布于中心套筒外侧，空心风扇叶片(3)连通于中心套筒外壁前端，供油管(4)自中心套筒外壁延伸至叶尖燃烧室(5)上；

所述自驱动轮式风扇(2)通过中心套筒套接于压气机转子(1)上，通过自驱动轮式风扇(2)带动压气机转子(1)的转动；所述前机匣(7)包括内外两个涵道，其内涵道连通压气机转子(1)及中心套筒前端，其外涵道连通中心套筒外侧；所述后机匣(8)前侧布置有内外两个涵道，其后侧布置有一个尾喷口(10)。

2.根据权利要求1所述的一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，其特征在于，所述压气机转子(1)采用单个离心叶轮、轴流-离心混合多级叶排或者离心-离心混合多级叶排。

3.根据权利要求1所述的一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，其特征在于，所述压气机转轴与中心套筒内孔后端之间布置有行星齿轮传动部件(6)，且行星齿轮传动部件(6)中太阳轮布置在压气机转轴后端，外圈轮布置在中心套筒内孔后端，行星架固定在后机匣(8)的中央。

4.根据权利要求1所述的一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，所述空心风扇叶片(3)的数量为2至100片。

5.根据权利要求1所述的一种叶尖喷气自驱动轮式风扇发动机，其特征在于，所述空心风扇叶片(3)外端绕接有风扇环箍(9)，通过风扇环箍(9)连通各个叶尖燃烧室(5)。