CN109339875B - 一种带旁路引气的混合扩压器 - Google Patents

一种带旁路引气的混合扩压器 Download PDF

Info

Publication number
CN109339875B
CN109339875B CN201811104895.8A CN201811104895A CN109339875B CN 109339875 B CN109339875 B CN 109339875B CN 201811104895 A CN201811104895 A CN 201811104895A CN 109339875 B CN109339875 B CN 109339875B
Authority
CN
China
Prior art keywords
bleed
baffle
bleed air
turbine
collecting chamber
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201811104895.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109339875A (zh
Inventor
单勇
康泰云
谭晓茗
张靖周
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201811104895.8A priority Critical patent/CN109339875B/zh
Publication of CN109339875A publication Critical patent/CN109339875A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109339875B publication Critical patent/CN109339875B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/34—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid with recycling of part of the working fluid, i.e. semi-closed cycles with combustion products in the closed part of the cycle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air

Abstract

本发明提供一种带旁路引气的混合扩压器，包括环形且起到扩压作用的挡板，挡板的一端连接涡轮后机匣，另一端延伸至隔热屏进口处的外侧；挡板与涡轮后锥体共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速；所述挡板与涡轮后机匣、集气腔筒体构成环形的引气集气腔；所述引气集气腔通过压气机引气管连通压气机，从压气机中引入的气体一部分进入隔热屏，另一部分流经挡板上的引气狭缝，进入加力燃烧室。压气机引气管上设置阀门，涡喷模式下阀门关闭，冲压模式下阀门开启。本发明能在涡喷模式与冲压模式两种工作模式下工作，并支持模式的切换，实现发动机的变循环。

Description

一种带旁路引气的混合扩压器
技术领域
本发明涉及航空航天动力技术领域，涉及一种带旁路引气的混合扩压器，适用于可以自行起飞并能以高马赫数飞行的飞行器。
背景技术
目前航空飞行器动力主要有涡轮发动机和冲压发动机。涡轮发动机燃油经济性高，推重比低，一般工作高度低于20km，工作速度一般不超过2Ma。冲压发动机结构简单，重量轻，推重比大，成本低，适用于高空高速飞行。在Ma＞3的条件下使用，有较高的经济性。缺点是不能零速自行启动，须用其他动力形式作为助推器。单一使用两种动力中的其中一种均难以使飞行器同时具备起飞、加速与高空高速经济巡航的能力。
随着超声速民用飞行器需求的提出，通过组合的方式将两种动力循环集成在一起，使动力系统以变循环的方式工作是拓展超声速民用航空飞行器工作范围的一种手段。这种动力形式在低速段以涡轮发动机模式工作，在高速段以冲压发动机模式工作，工作范围宽，燃油经济性好，但需要发展简单可靠的模式转换结构以及复杂的控制系统。
同时对于高推重比的变循环发动机，加力燃烧室进口处的温度可达到1350K。考虑到加力燃烧室进口温度场的不均匀性，加力燃烧室进口气流局部热点温度可达1500K以上。在如此高的温度下，很容易引起火焰稳定器、喷油杆和内锥体等结构的变形和疲劳破坏。
现有涡喷或涡扇发动机中用的扩压器或混合扩压器不能满足涡喷/冲压变循环发动机的工作特性和结构，阻碍了高效变循环发动机的发展。
发明内容
鉴于背景技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种带旁路引气的混合扩压器，该装置能在涡喷模式与冲压模式两种工作模式下工作，并支持模式的切换，使飞行器更稳定、高效地到达高马赫数飞行状态。通过从发动机压气机引气为隔热屏和加力燃烧室入口提供一个均匀、适度的速度场和温度场以及充足的燃烧耗氧，以满足发动机在不同的工作模式下都获得最大推进效率，使飞行器同时具备起飞、加速与高空高速经济巡航的能力，扩大飞行包线。
为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种带旁路引气的混合扩压器，包括环形且起到扩压作用的挡板，挡板沿进气方向截面积渐扩。所述挡板的一端连接涡轮后机匣，另一端延伸至隔热屏进口处的外侧；挡板与涡轮后锥体共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速；所述挡板与涡轮后机匣、集气腔筒体构成环形、且流动通面积逐渐减小的的引气集气腔；所述引气集气腔通过压气机引气管连通压气机，从压气机中引入的气体一部分进入隔热屏，另一部分流经挡板上的引气狭缝，进入加力燃烧室。
进一步的，所述涡轮后锥体为截锥，涡轮后锥体轴向长度小于涡轮出口截面锥体半径。
进一步的，所述压气机引气管为等径圆管，数量为6～8个，周向均布在引气集气腔外。
进一步的，所述压气机引气管以进气角60～90度引气进入引气集气腔。
进一步的，所述引气集气腔出口面积等于或略大于所有压气机引气管流通面积的总和。
进一步的，所述挡板在周向上等距分布数个结构稳定缝，结构稳定缝周向上位于两压气机引气管中间位置。
进一步的，所述挡板末端周向均布引气狭缝。引气狭缝可为矩形，长宽比约为7:1，周向等距分布，数量在60～80个。从压气机中引入的气体一部分自引气狭缝进入加力燃烧室。
进一步的，所述隔热屏进口相对于发动机轴线有一个4～6度的收敛角，隔热屏进口流通面积大于内部流通面积。
有益效果：
1.涡轮后锥体为截锥，并与挡板共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速，该特征增大了扩压面积，提高了混合扩压器的扩压能力；
2.压气机引气管通过外置通道从发动机压气机引气，以进气角60～90度引气进入引气集气腔，保证了各股引气的周向均匀混合；
3.引气集气腔是一个轴向环形、且流通面积逐渐减小的腔体，该特征使几股引气在集气腔内周向均匀分布后再进入加力燃烧室与隔热屏；集气腔筒体的设计保证了发动机机匣整体设计的结构简单性；引气狭缝的设计提高了加力燃烧室中燃气的氧含量，有助加力燃烧；挡板上的结构稳定缝允许挡板在高温下出现热胀冷缩，保持了引气集气腔的结构特性；隔热屏进口段相对于燃气流动方向有一个几度的收敛角，增加了涡喷模式下隔热屏的进气量，提高了隔热屏的冷却效率；
4.压气机引气管上设置阀门，涡喷模式下阀门关闭，冲压模式下阀门开启，使本发明能在涡喷模式与冲压模式两种工作模式下工作，并支持模式的切换，使飞行器更稳定、高效地到达高马赫数飞行状态。
附图说明
图1：一种带旁路引气的混合扩压器对称截面示意图
图2：一种带旁路引气的混合扩压器立体示意图
图3：一种带旁路引气的混合扩压器前视示意图
图4：一种带旁路引气的混合扩压器挡板部件侧视图
图5：一种带旁路引气的混合扩压器挡板部件立体示意图
其中，附图标记说明如下：
1-涡轮后锥体；2-压气机引气管；3-引气集气腔；31-涡轮后机匣；32-集气腔筒体；33-挡板；34-结构稳定缝；35-引气狭缝；4-隔热屏。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明做更进一步的解释。
如图1～5所示，涡轮后锥体1为截锥，后椎体轴向长度小于后椎体半径。涡轮后锥体1与挡板33共同构成了一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速。压气机引气管2与发动机压气机机匣连接，可以从压气机中引一定流量的气体。压气机引气管2为等径圆管，数量为6～8个，周向均布在引气集气腔3外。压气机引气管2以进气角60～90度引气进入引气集气腔3。引气集气腔3总体上是一个环形、且流动通面积逐渐减小的腔体，引气经引气集气腔3后部分进入隔热屏4，部分进入加力燃烧室，引气集气腔3出口面积等于或略大于所有压气机引气管2流通面积的总和。
引气集气腔3由涡轮后机匣31，集气腔筒体32和挡板33构成。涡轮后机匣31的前端与涡喷发动机涡轮机匣相接，后端与集气腔筒体32相连；压气机引气管2周向分布于引气集气腔3上；挡板33的外侧为引气集气腔3的壁面，内侧是燃气扩压通道的组成部分，挡板33延伸至隔热屏进口处，与涡轮后锥体1共同组成扩压通道。
挡板33在周向上等距分布数个结构稳定缝34，结构稳定缝34周向上位于两压气机引气管2中间位置，缝宽的宽度由挡板受热变形量决定。挡板33末端周向均布了形状为矩形的引气狭缝35，长宽比约为7:1左右，周向等距分布，数量在60～80个。
隔热屏4进口相对于发动机轴线有一个4～6度的收敛角，隔热屏4进口流通面积大于内部流通面积。
本发明的工作原理为：
发动机处于涡喷模式下，压气机引气管2被封闭，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经挡板33与涡轮后锥体1构成的扩压通道扩压、减速后进入到加力燃烧室，同时部分燃气从隔热屏4进口下部进入隔热屏中参与隔热屏冷却过程；
当Ma＞2时，发动机切换至冲压模式，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经挡板33与涡轮后锥体1构成的扩压通道扩压、减速后进入到加力燃烧室。同时，压气机引气管2阀门被开启，引气从发动机压气机进入到引气集气腔3，几股引气周向均匀混合后从引气集气腔3出口中流出，进入隔热屏参与隔热屏冷却过程；部分引气从结构稳定缝34与引气狭缝35中流出，进入到加力燃烧室中参与燃烧，燃气含氧量的提高有助加力燃烧。
压气机引气管2中在接近压气机的位置设有一蝶阀，蝶阀由外部液压装置控制开闭。在涡喷模式下，蝶阀处于闭合状态；当发动机开始切换为冲压模式时，蝶阀在液压动力驱动下于0.1秒左右切换到全开状态。此蝶阀还可根据发动机不同的运转状态控制开度，以控制不同工作环境中需要的引气量。
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 (10)

1.一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，包括环形且起到扩压作用的挡板(33)，所述挡板(33)的一端连接涡轮后机匣(31)，另一端延伸至隔热屏(4)进口处的外侧；所述挡板(33)与涡轮后锥体(1)构成一个渐扩型通道，从涡轮最后一级导向叶片流出的高速燃气流经此通道扩压、减速；所述挡板(33)与涡轮后机匣(31)、集气腔筒体(32)构成环形且流动通面积逐渐减小的引气集气腔(3)；所述引气集气腔(3)通过压气机引气管(2)连通压气机，从压气机中引入的气体一部分进入隔热屏(4)，另一部分进入加力燃烧室。
2.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述涡轮后锥体(1)为截锥，涡轮后锥体(1)轴向长度小于涡轮出口截面锥体半径。
3.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述压气机引气管(2)为等径圆管，数量为6～8个，周向均布在引气集气腔(3)外。
4.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述压气机引气管(2)以进气角60～90度引气进入引气集气腔(3)。
5.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述引气集气腔(3)出口面积等于或略大于所有压气机引气管(2)流通面积的总和。
6.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述挡板(33)在周向上等距分布数个结构稳定缝(34)，结构稳定缝(34)周向上位于两压气机引气管(2)中间位置。
7.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述挡板(33)末端周向均布引气狭缝(35)。
8.根据权利要求7所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述引气狭缝为矩形，长宽比约为7:1，周向等距分布，数量在60～80个。
9.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述隔热屏(4)进口相对于发动机轴线有一个4～6度的收敛角，隔热屏(4)进口流通面积大于内部流通面积。
10.根据权利要求1所述的一种带旁路引气的混合扩压器，其特征在于，所述压气机引气管(2)上设有阀门；发动机处于涡喷模式时，所述阀门关闭；发动机处于冲压模式时，所述阀门开启。
CN201811104895.8A 2018-09-21 2018-09-21 一种带旁路引气的混合扩压器 Expired - Fee Related CN109339875B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811104895.8A CN109339875B (zh) 2018-09-21 2018-09-21 一种带旁路引气的混合扩压器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811104895.8A CN109339875B (zh) 2018-09-21 2018-09-21 一种带旁路引气的混合扩压器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109339875A CN109339875A (zh) 2019-02-15
CN109339875B true CN109339875B (zh) 2019-10-11

Family

ID=65306413

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811104895.8A Expired - Fee Related CN109339875B (zh) 2018-09-21 2018-09-21 一种带旁路引气的混合扩压器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109339875B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111058946A (zh) * 2019-12-05 2020-04-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种压气机旁路引气装置和系统
CN114323652B (zh) * 2020-09-28 2023-10-13 中国航发商用航空发动机有限责任公司 轴流压气机试验器排气集气装置
CN113123877A (zh) * 2021-03-26 2021-07-16 北京航空航天大学 一种基于cca技术的发动机核心机试验件冷却系统
CN114017388A (zh) * 2021-11-19 2022-02-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种提升航空涡轮发动机工作马赫数的装置
CN114878175B (zh) * 2022-04-15 2024-02-23 中国航发沈阳发动机研究所 一种内外涵分流排气系统的外涵面积同步调节机构

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5020318A (en) * 1987-11-05 1991-06-04 General Electric Company Aircraft engine frame construction
CN2613604Y (zh) * 2003-04-17 2004-04-28 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种燃机工艺扩压器
US9752585B2 (en) * 2013-03-15 2017-09-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine architecture with intercooled twin centrifugal compressor
RU163006U1 (ru) * 2015-10-06 2016-07-10 Общество с ограниченной ответственностью "Газпром трансгаз Уфа" Устройство для выпуска отработанных газов газотурбинного двигателя
CN106226056A (zh) * 2016-08-12 2016-12-14 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种扩压器

Also Published As

Publication number Publication date
CN109339875A (zh) 2019-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109339875B (zh) 一种带旁路引气的混合扩压器
CN105156227B (zh) 一种预冷吸气式变循环发动机
CN107630767B (zh) 基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法
CN109668739B (zh) 一种用于多涵道涡轮喷管一体化研究的试验平台
CN203906118U (zh) 涡轮基组合循环发动机用气体冷却系统
CN107013368B (zh) 涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法
CN102032072A (zh) 涡轮风扇航空发动机气膜冷却中心锥排气系统
CN105257429B (zh) 组合式火箭发动机
CN102155331A (zh) 一种基于爆震燃烧的涡轮冲压组合发动机
CN207093230U (zh) 一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机
CN108825405B (zh) 一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道
CN109252981A (zh) 涡轮/激波汇聚爆震组合发动机
CN110083869A (zh) 一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法
CN114856855A (zh) 基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机
CN114439646B (zh) 空气涡轮火箭冲压组合推进系统
CN214403792U (zh) 一种串并混联的三动力组合发动机
CN109236496A (zh) 亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法
CN106438104A (zh) 一种富燃预燃涡扇发动机
CN203906120U (zh) 无人战斗机用组合发动机
CN113864083A (zh) 一种新型变循环燃气涡轮发动机
CN203906119U (zh) 宽飞行包线飞行器涡轮基组合循环发动机
CN202039972U (zh) 一种基于爆震燃烧的涡轮冲压组合发动机
CN109538377A (zh) 共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法
CN209083430U (zh) 一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机
CN103726952B (zh) 分流式燃气涡轮发动机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Shan Yong

Inventor after: Wang Jintao

Inventor after: Kang Taiyun

Inventor after: Tan Xiaoming

Inventor after: Zhang Jingzhou

Inventor after: Zhang Fei

Inventor after: Zhong Shilin

Inventor after: Deng Yuanhao

Inventor after: Kang Yudong

Inventor after: Deng Guhua

Inventor before: Shan Yong

Inventor before: Kang Taiyun

Inventor before: Tan Xiaoming

Inventor before: Zhang Jingzhou

CB03 Change of inventor or designer information
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20191011

Termination date: 20210921

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee