CN109441635A - 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 - Google Patents
三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109441635A CN109441635A CN201811546544.2A CN201811546544A CN109441635A CN 109441635 A CN109441635 A CN 109441635A CN 201811546544 A CN201811546544 A CN 201811546544A CN 109441635 A CN109441635 A CN 109441635A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- duct
- turbine
- fan
- pressure compressor
- casing
- 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.)
- Pending
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 34
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 29
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 20
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 25
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 14
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 12
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 12
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 7
- 239000007858 starting material Substances 0.000 claims description 6
- 238000005339 levitation Methods 0.000 claims description 2
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 1
- 239000011796 hollow space material Substances 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 241000726425 Circe Species 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 description 1
- 238000005485 electric heating Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 230000008676 import Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
-
- 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
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明公开了一种三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机，包括外涵道机匣、中间涵道机匣、内涵道机匣、进气锥、第一风扇、第二风扇、第三风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、第一级涡轮、第二级涡轮、第三级涡轮和燃料供应管路，发动机由内至外依次设置所述内涵道机匣、中间涵道机匣和外涵道机匣，第一风扇设置于进气锥末端的内涵道内，第二风扇位于第一风扇的下游，第二风扇的叶片自内涵道延伸至中间涵道，第三风扇位于第二风扇的下游，第三风扇的叶片自内涵道延伸至中间涵道，高压压气机和低压压气机均采用提交替布置的正反转的动叶片，采用中间涵道和外涵道串并联变换装置，实现前后轴向串联和径向并联转换。
Description
技术领域
本发明涉及喷气发动机技术领域，尤其涉及一种三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机。
背景技术
当今所有航空喷气发动机，都是在以围绕中心主轴为基础，在中心主轴外加上压气机和高压压气机为核心，军用喷气发动机，主轴联接一到三级或四级低速风扇同一方向运转，商用民航发动机其风扇直径大到2-3米其缺点就相当明显，直径2米的风扇，当主轴转速达到每分钟10000转时外圆线速度达到三倍音速而风扇直径0.8米至中心位置其线速度一倍多音速或更低，在发动机进气口圆截面上空气流速和压力和效率很不均衡，高速飞行时进气口迎风阻力大。现有喷气发动机轴承系统并不合理，主轴在中心，高低压气机高速轴承套在主轴外直径较大对轴承材料要求较高，主轴轴承承载载荷大，严重影响轴承的寿命和转速。同时高温涡轮叶片冷却效果不足，以至于对叶片叶轮材料要求很高寿命有限。
发明内容
本发明的目的就是针对现有技术的技术中存在的不足之处而提出的一种三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机。
实现本发明目的的技术解决方案为：
一种三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机，包括外涵道机匣、中间涵道机匣、内涵道机匣、进气锥、第一风扇、第二风扇、第三风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、第一级涡轮、第二级涡轮、第三级涡轮和燃料供应管路，所述发动机由内至外依次设置所述内涵道机匣、中间涵道机匣和外涵道机匣，所述第一风扇设置于进气锥末端的内涵道内，所述第二风扇位于所述第一风扇的下游，所述第二风扇的叶片自内涵道延伸至中间涵道，所述第三风扇位于所述第二风扇的下游，所述第三风扇的叶片自内涵道延伸至中间涵道，所述低压压气机位于所述第三风扇的下游，所述高压压气机设置于所述低压压气机径向内侧，所述燃烧室位于所述高压压气机的径向内侧，所述燃烧室的下游依次设置所述第一级涡轮、第二级涡轮和第三级涡轮，所述第一级涡轮位于所述高压压气机径向内侧，所述第二级涡轮位于所述低压压气机末端径向内侧，所述第一级涡轮、第二级涡轮和第三级涡轮的叶片在径向均开设有气流通孔，空气经低压压气机压缩后经第三级涡轮的叶片的径向通孔后再经第二级涡轮的叶片的径向通孔流至高压压气机入口并被高压压气机压缩后进入燃烧室，其中所述低压压气机依次包括多级交替布置的低压压气机反转动叶片和低压压气机正转动叶片，所述高压压气机依次包括多级交替布置的高压压气机正转动叶片和高压压气机反传动叶片，所述第一级涡轮驱动第一风扇和高压压气机正转动叶片沿第一方向旋转，所述第二级涡轮驱动第二风扇、低压压气机反转动叶片和高压压气机反传动叶片沿与所述第一方向相反的第二方向旋转，所述第三级涡轮驱动第三风扇和低压压气机正转动叶片沿所述第一方向旋转。
进一步地，所述发动机的中心轴为中空轴，其内部中空部分形成燃料供应管路，燃料经燃料供应管路沿轴向输送至燃烧室处，所述燃烧室包括燃料连接管路、燃料喷嘴、燃烧室内腔和点火装置，燃料经燃料连接管路、第一级涡轮的叶片的径向通孔、燃烧室顶部输送通路送至燃料喷嘴后喷入燃烧室内腔。
进一步地，所述发动机还包括第四级涡轮和第五级涡轮，所述第四级涡轮位于所述第三级涡轮的下游，所述第四级涡轮的叶片自燃气通道延伸至中间涵道，所述第五级涡轮位于所述第四级涡轮的下游，所述第五级涡轮的叶片自燃气通道延伸至中间涵道。
进一步地，所述第三级涡轮与第四级涡轮之间的燃气通道内设置有加力燃烧室，所述第五级涡轮下游燃气通道内设置有第六级涡轮。
进一步地，所述发动机还包括中间涵道和外涵道串并联变换装置，所述中间涵道和外涵道串并联变换装置位于中间涵道和外涵道之中以及第三风扇和第四级涡轮之间，当中间涵道和外涵道串并联变换装置处于第一状态时，外涵道的气流经中间涵道和外涵道串并联变换装置流入中间涵道内、中间涵道的气流经中间涵道和外涵道串并联变换装置流入外涵道内，当中间涵道和外涵道串并联变换装置处于第二状态时，中间涵道和外涵道的气流各自流通互不干扰。
进一步地，所述第四级涡轮、第五级涡轮和第六级涡轮的叶片内部均具有冷却孔。
进一步地，所述中间涵道机匣的进口处设置加热除冰装置，所述内涵道机匣进口处包括防撞格栅，气流经过防撞格栅后流入内涵道。
进一步地，所述发动机的中心轴前端设置有发电机启动机。
进一步地，所述发动机还包括依次设置于发动机中心轴外的第一悬浮轴承、第二悬浮轴承、第三悬浮轴承、第四悬浮轴承，第一悬浮轴承形成对发动机的中心轴、中间涵道机匣和内涵道机匣的支撑，第二悬浮轴承形成对内涵道机匣、低压压气机、高压压气机的支撑，第三悬浮轴承形成对第四级涡轮、内涵道机匣、中间涵道机匣和第五级涡轮的支撑，第四悬浮轴承形成对外涵道机匣、中间涵道机匣、内涵道机匣的支撑。
进一步地，所述发动机还包括设置于内涵道内的内涵道调节装置、所述内涵道调节装置用于调节内涵道的通流面积，所述外涵道机匣的进口处设置有外涵道开闭装置。
本发明与现有技术相比，优点为：
(1)本发明对压气机、燃烧室和涡轮的位置设置合理，对空间的利用充分，气流正向经过低压压气机压缩后流经第三涡轮和第二涡轮的径向冷却孔同时还起到了对涡轮叶片的冷却作用，同时又对内涵道高压空气达到预加热的作用，提高了进入燃烧室的空气温度；
(2)本发明采用中间涵道和外涵道串并联变换装置13，实现前后轴向串联和径向并联转换，当飞机在地面起飞时发动机采用并联模式发动机可吸入大于常规发动机的空气流量，高空高速时采用串联模式增大了单位推力，具有交好的低空和高空自适应飞行的高速经济性；
(3)本发明进气风扇分为三道，用三种不同的直径，从中心风扇最高转速25000/min转以上中间风扇转速20000/min最外层风扇转速15000以上，能很好的自行对负荷匹配，整个发动机进气口气流流速比现有的航空发动机进气口流量流速相对均衡,大幅度增加了空气流量和压力，由于中心风扇与高压压气机轴相联可将转速大幅度提高，中心进气流量和风速使其达到1-2倍音速，兼顾了涡喷发动机的高速性和涡扇发动机的经济性，解决了风扇发动机的超音速时高速迎风阻力大效率低的问题，并大幅度提高了内涵道的空气流量；
(4)本发明高压压气机和低压压气机均采用提交布置的正反转的动叶片，并进行合理的动力分配，大大提高了压气机的整体压缩效率。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
图1为本发明发动机的整体结构图。
图2为本发明高压压气机和低压压气机部分的局部结构图。
图3为本发明燃烧室部分的局部结构图。
图4为本发明中间涵道和外涵道的部分气流流向图。
图5为本发明部分涡轮的冷却气流流向示意图。
图6为本发明内涵道的气流流向示意图。
图7为本发明燃料输送流向示意图。
图8为本发明燃气流向示意图。
图中相关附图标记示意如下：1.外涵道可变径机匣，2.中间涵道机匣，3.加热除冰装置，4.内涵道机匣，5.防撞格栅，6.发电机启动机，7.进气锥，8.第一风扇，9.第一悬浮轴承，10.第二风扇，11.内涵道调节装置，12.第三风扇，13.中间涵道和外涵道串并联变换装置，14.第二悬浮轴承，15.低压压气机反转动叶片，16.低压压气机正转动叶片，17.燃烧室，18.第一级涡轮，19.第二级涡轮，20.第三级涡轮，21.第四级涡轮，22.冷却气流排出口，23.第三悬浮轴承，24.第五级涡轮，25.第四悬浮轴承，26.第六级涡轮，27.燃料供应管路，28.加力燃烧室，29.高压压气机正转动叶片，30.高压压气机反传动叶片，31.高压压气机，32.低压压气机。
具体实施方式
下面结合说明书附图，对本发明作进一步的说明。
参见图1，一种三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机，包括外涵道机匣1、中间涵道机匣2、内涵道机匣4、进气锥7、第一风扇8、第二风扇10、第三风扇12、低压压气机32、高压压气机31、燃烧室17、第一级涡轮18、第二级涡轮19、第三级涡轮20和燃料供应管路27，所述发动机由内至外依次设置所述内涵道机匣4、中间涵道机匣2和外涵道机匣1，所述第一风扇8设置于进气锥7末端的内涵道内，所述第二风扇10位于所述第一风扇8的下游，所述第二风扇10的叶片自内涵道延伸至中间涵道，所述第三风扇12位于所述第二风扇10的下游，所述第三风扇12的叶片自内涵道延伸至中间涵道，第二风扇10和第三风扇12在转动时同时带动内涵道和中间涵道内的气流并进行压缩。
结合图2，所述低压压气机32位于所述第三风扇12的下游，所述高压压气机31设置于所述低压压气机32径向内侧，所述燃烧室17位于所述高压压气机31的径向内侧，所述燃烧室17的下游依次设置所述第一级涡轮18、第二级涡轮19和第三级涡轮20，所述第一级涡轮18位于所述高压压气机31径向内侧，所述第二级涡轮19位于所述低压压气机32末端径向内侧，所述第一级涡轮18、第二级涡轮19和第三级涡轮20的叶片在径向均开设有气流通孔，结合图6，空气经过风扇后经低压压气机32轴向压缩后经第三级涡轮20的叶片的径向通孔后再反向流动经第二级涡轮19的叶片的径向通孔流至高压压气机31入口并被高压压气机31轴向压缩后进入燃烧室17，其中所述低压压气机32依次包括多级交替布置的低压压气机反转动叶片15和低压压气机正转动叶片16，所述高压压气机31依次包括多级交替布置的高压压气机正转动叶片29和高压压气机反传动叶片30，所述第一级涡轮18驱动第一风扇8和高压压气机正转动叶片29沿第一方向旋转，所述第二级涡轮19驱动第二风扇10、低压压气机反转动叶片15和高压压气机反传动叶片30沿与所述第一方向相反的第二方向旋转，所述第三级涡轮20驱动第三风扇12和低压压气机正转动叶片16沿所述第一方向旋转，本发明通过将压气机的叶片设置为交替排列的反向旋转的动叶片从而大大提高了压气机的压缩效率，并且本发明对压气机、燃烧室和涡轮的位置设置合理，对空间的利用充分，气流正向经过低压压气机32压缩后流经第三涡轮20和第二涡轮19的径向冷却孔同时还起到了对涡轮叶片的冷却作用，之后气流反向经高压压气机31压缩后进入燃烧室。
参见图2、3，所述发动机的中心轴为中空轴，其内部中空部分形成燃料供应管路27，燃料经油箱和油泵通过燃料供应管路27沿轴向输送至燃烧室17处，所述燃烧室17包括燃料连接管路17-1、燃料喷嘴17-2、燃烧室内腔17-3和点火装置17-4，结合图7，燃料经燃料连接管路17-1、第一级涡轮18的叶片的径向通孔(同时还实现了对第一级涡轮18叶片的冷却)、燃烧室顶部输送通路送至燃料喷嘴17-2后喷入燃烧室内腔17-3，与压缩空气混合后被点火装置17-4点燃燃烧。
参见图1、8，所述发动机还包括第四级涡轮21和第五级涡轮24，所述第四级涡轮21位于所述第三级涡轮20的下游，所述第四级涡轮21的叶片自燃气通道延伸至中间涵道，所述第五级涡轮24位于所述第四级涡轮21的下游，所述第五级涡轮24的叶片自燃气通道延伸至中间涵道，第四级涡轮21和第五级涡轮24在燃气通道和中间涵道里延伸，燃气推动位于燃气通道内的叶片从而带动涡轮转动进而使得位于中间涵道内的叶片部分压缩中间涵道内的气流为其增速增压从而额外提供部分动力。
参见图8，所述第三级涡轮20与第四级涡轮21之间的燃气通道内设置有加力燃烧室28，加力燃烧室28内设置有燃油喷嘴，在需要加力时喷射燃油加力燃烧提高发动机动力，所述第五级涡轮24下游燃气通道内设置有第六级涡轮26。
结合图1、4，所述发动机还包括中间涵道和外涵道串并联变换装置13，所述中间涵道和外涵道串并联变换装置13位于中间涵道和外涵道之中以及第三风扇12和第四级涡轮21之间，当中间涵道和外涵道串并联变换装置13处于第一状态时，外涵道的气流经中间涵道和外涵道串并联变换装置13流入中间涵道内、中间涵道的气流经中间涵道和外涵道串并联变换装置13流入外涵道内(见图4)，此时发动机处于“并联”状态，即中间涵道内的气流经过第二风扇10和第三风扇12的压缩后进入外涵道喷出，外涵道的气流进入后又进入中间涵道被第四级涡轮21和第五级涡轮24的位于中间涵道内的叶片部分压缩后喷出，此时相当于有两股并联的气流(第一股是经第二风扇10和第三风扇12压缩、第二股是经第四级涡轮21和第五级涡轮24的位于中间涵道内的叶片部分压缩)喷射；当中间涵道和外涵道串并联变换装置13处于第二状态时，中间涵道和外涵道的气流各自流通互不干扰，此时发动机处于“串联”状态，该种情况通常会将外涵道关闭(参见图1中外涵道口处的虚线部分，关闭挡板放下关闭外涵道通道)，此时只有中间涵道有气流进入，这部分气流先后依次被第二风扇10和第三风扇12以及第四级涡轮21和第五级涡轮24的位于中间涵道内的叶片部分压缩后喷出，四次压缩串联进行，在发动机实际工作中可以根据实际工况需求具体选择工作状态，如当发动机在不需要大推力的起飞或巡航时可以采用并联状态，此时中间涵道和外涵道同时工作，效率较高，而当发动机需要大推力如加速时可以采用串联状态，此时关闭外涵道，气流经过中间涵道的四次压缩后推力大大提升可以额外提供更大推力，而对于中间涵道和外涵道串并联变换装置13具体结构，本领域可以有多种实现方式，只需满足其有两种调节状态即可，第一种状态气流交叉流通，第二种状态各自流通关闭交叉流通，例如可以在中间涵道机匣和外涵道机匣上采用交替布置的挡板结构以在中间涵道和外涵道内形成相互隔离的交替的流道(如采用1,2,1,2……的形式表示)，外涵道的1流道气流流入中间涵道内的2流道中，中间涵道内的1流道气流流入外涵道2流道中，而在第二状态时，挡板收回将交叉流通的流道关闭从而中间涵道和外涵道相互隔离各自流通，当然也可以采用其它的结构形式。
参见图5，所述第四级涡轮21、第五级涡轮24和第六级涡轮26的叶片内部均具有两种冷却孔有高压气膜冷却孔和外涵道低温空气冷却孔，具体的冷却气流图见图5，第四级涡轮21和第五级涡轮24中的冷却气体可通过冷却气流排出口22排出发动机外。
再参见图1，所述中间涵道机匣2的进口处设置加热除冰装置3(如常见的电加热或引气加热方式)，所述内涵道机匣4进口处包括防撞格栅5，气流经过防撞格栅5后流入内涵道，而较大的异物如冰块飞鸟等就会被防撞格栅5阻挡在外从而对发动机形成了很好的保护。
参见图1，所述发动机的中心轴前端设置有发电机启动机6，在发动机启动的时候启动机6可以提供启动的动力，当发动机在正常工作的时候中心轴带动发电机6发电，发出的电可以提供给发动机的各用电电器。本系统考虑到长寿命设计因此将启动机与发电机设计为一体化，配套恒转距变频器作为发动机高频启动作为交流马达功率达到40KW-80KW，无机械接触寿命长，作为发电机时由于跟中心高速风扇及高压压气机相联转速高，当定子绕组为四极布置时输出交流频率达到30-60KHz输出功率大达到200KW-300KW。
参见图1，所述发动机还包括依次设置于发动机中心轴外的第一悬浮轴承9、第二悬浮轴承14、第三悬浮轴承23、第四悬浮轴承25，第一悬浮轴承9形成对发动机的中心轴、中间涵道机匣2和内涵道机匣4的支撑，第二悬浮轴承14形成对内涵道机匣4、低压压气机32、高压压气机31的支撑，第三悬浮轴承23形成对第四级涡轮21、内涵道机匣4、中间涵道机匣2和第五级涡轮24的支撑，第四悬浮轴承25形成对外涵道机匣1、中间涵道机匣2、内涵道机匣4的支撑。
参见图1，所述发动机还包括设置于内涵道内的内涵道调节装置11、所述内涵道调节装置11用于调节内涵道的通流面积，所述外涵道机匣1的进口处设置有外涵道开闭装置。
本发明进气风扇分为三道，用三种不同的直径，从中心风扇最高转速25000/min转以上中间风扇转速20000/min最外层风扇转速15000以上，它们能很好的自行对负荷匹配，整个发动机进气口气流流速比现有的航空发动机进气口流量流速相对均衡,大幅度增加了空气流量和压力，由于中心风扇与高压压气机轴相联可将转速大幅度提高，中心进气流量和风速使其达到1-2倍音速，兼顾了涡喷发动机的高速性和涡扇发动机的经济性，解决了风扇发动机的超音速时高速迎风阻力大效率低的问题。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机，其特征在于，包括外涵道机匣(1)、中间涵道机匣(2)、内涵道机匣(4)、进气锥(7)、第一风扇(8)、第二风扇(10)、第三风扇(12)、低压压气机(32)、高压压气机(31)、燃烧室(17)、第一级涡轮(18)、第二级涡轮(19)、第三级涡轮(20)和燃料供应管路(27)，所述发动机由内至外依次设置所述内涵道机匣(4)、中间涵道机匣(2)和外涵道机匣(1)，所述第一风扇(8)设置于进气锥(7)末端的内涵道内，所述第二风扇(10)位于所述第一风扇(8)的下游，所述第二风扇(10)的叶片自内涵道延伸至中间涵道，所述第三风扇(12)位于所述第二风扇(10)的下游，所述第三风扇(12)的叶片自内涵道延伸至中间涵道，所述低压压气机(32)位于所述第三风扇(12)的下游，所述高压压气机(31)设置于所述低压压气机(32)径向内侧，所述燃烧室(17)位于所述高压压气机(31)的径向内侧，所述燃烧室(17)的下游依次设置所述第一级涡轮(18)、第二级涡轮(19)和第三级涡轮(20)，所述第一级涡轮(18)位于所述高压压气机(31)径向内侧，所述第二级涡轮(19)位于所述低压压气机(32)末端径向内侧，所述第一级涡轮(18)、第二级涡轮(19)和第三级涡轮(20)的叶片在径向均开设有气流通孔，空气经低压压气机(32)压缩后经第三级涡轮(20)的叶片的径向通孔后再经第二级涡轮(19)的叶片的径向通孔流至高压压气机(31)入口并被高压压气机(31)压缩后进入燃烧室(17)，其中所述低压压气机(32)依次包括多级交替布置的低压压气机反转动叶片(15)和低压压气机正转动叶片(16)，所述高压压气机(31)依次包括多级交替布置的高压压气机正转动叶片(29)和高压压气机反传动叶片(30)，所述第一级涡轮(18)驱动第一风扇(8)和高压压气机正转动叶片(29)沿第一方向旋转，所述第二级涡轮(19)驱动第二风扇(10)、低压压气机反转动叶片(15)和高压压气机反传动叶片(30)沿与所述第一方向相反的第二方向旋转，所述第三级涡轮(20)驱动第三风扇(12)和低压压气机正转动叶片(16)沿所述第一方向旋转。
2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述发动机的中心轴为中空轴，其内部中空部分形成燃料供应管路(27)，燃料经燃料供应管路(27)沿轴向输送至燃烧室(17)处，所述燃烧室(17)包括燃料连接管路(17-1)、燃料喷嘴(17-2)、燃烧室内腔(17-3)和点火装置(17-4)，燃料经燃料连接管路(17-1)、第一级涡轮(18)的叶片的径向通孔、燃烧室顶部输送通路送至燃料喷嘴(17-2)后喷入燃烧室内腔(17-3)。
3.根据权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述发动机还包括第四级涡轮(21)和第五级涡轮(24)，所述第四级涡轮(21)位于所述第三级涡轮(20)的下游，所述第四级涡轮(21)的叶片自燃气通道延伸至中间涵道，所述第五级涡轮(24)位于所述第四级涡轮(21)的下游，所述第五级涡轮(24)的叶片自燃气通道延伸至中间涵道。
4.根据权利要求3所述的发动机，其特征在于，所述第三级涡轮(20)与第四级涡轮(21)之间的燃气通道内设置有加力燃烧室(28)，所述第五级涡轮(24)下游燃气通道内设置有第六级涡轮(26)。
5.根据权利要求4所述的发动机，其特征在于，所述发动机还包括中间涵道和外涵道串并联变换装置(13)，所述中间涵道和外涵道串并联变换装置(13)位于中间涵道和外涵道之中以及第三风扇(12)和第四级涡轮(21)之间，当中间涵道和外涵道串并联变换装置(13)处于第一状态时，外涵道的气流经中间涵道和外涵道串并联变换装置(13)流入中间涵道内、中间涵道的气流经中间涵道和外涵道串并联变换装置(13)流入外涵道内，当中间涵道和外涵道串并联变换装置(13)处于第二状态时，中间涵道和外涵道的气流各自流通互不干扰。
6.根据权利要求5所述的发动机，其特征在于，所述第四级涡轮(21)、第五级涡轮(24)和第六级涡轮(26)的叶片内部均具有冷却孔。
7.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述中间涵道机匣(2)的进口处设置加热除冰装置(3)，所述内涵道机匣(4)进口处包括防撞格栅(5)，气流经过防撞格栅(5)后流入内涵道。
8.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述发动机的中心轴前端设置有发电机启动机(6)。
9.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述发动机还包括依次设置于发动机中心轴外的第一悬浮轴承(9)、第二悬浮轴承(14)、第三悬浮轴承(23)、第四悬浮轴承(25)，第一悬浮轴承(9)形成对发动机的中心轴、中间涵道机匣(2)和内涵道机匣(4)的支撑，第二悬浮轴承(14)形成对内涵道机匣(4)、低压压气机(32)、高压压气机(31)的支撑，第三悬浮轴承(23)形成对第四级涡轮(21)、内涵道机匣(4)、中间涵道机匣(2)和第五级涡轮(24)的支撑，第四悬浮轴承(25)形成对外涵道机匣(1)、中间涵道机匣(2)、内涵道机匣(4)的支撑。
10.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述发动机还包括设置于内涵道内的内涵道调节装置(11)、所述内涵道调节装置(11)用于调节内涵道的通流面积，所述外涵道机匣(1)的进口处设置有外涵道开闭装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811546544.2A CN109441635A (zh) | 2018-12-18 | 2018-12-18 | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811546544.2A CN109441635A (zh) | 2018-12-18 | 2018-12-18 | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109441635A true CN109441635A (zh) | 2019-03-08 |
Family
ID=65559896
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811546544.2A Pending CN109441635A (zh) | 2018-12-18 | 2018-12-18 | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109441635A (zh) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109973244A (zh) * | 2019-05-12 | 2019-07-05 | 西北工业大学 | 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置 |
| CN111042918A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-04-21 | 罗辉 | 一种变循环发动机 |
| CN114368472A (zh) * | 2022-02-12 | 2022-04-19 | 北京金璐东方联合物流有限公司 | 一种磁悬浮螺旋桨及其应用的涡喷发动机 |
| CN114508445A (zh) * | 2022-03-09 | 2022-05-17 | 曾昭达 | 热循喷气发动机 |
| CN114576013A (zh) * | 2022-03-15 | 2022-06-03 | 清华大学 | 用于飞行器发动机的涡轮冷却方法 |
| CN115263598A (zh) * | 2022-07-28 | 2022-11-01 | 北京航空航天大学 | 一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB809793A (en) * | 1956-02-27 | 1959-03-04 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gas turbine plant |
| GB920887A (en) * | 1958-11-24 | 1963-03-13 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas-turbine engines |
| US20050226720A1 (en) * | 2003-11-15 | 2005-10-13 | Rolls-Royce Plc | Contra rotatable turbine system |
| CN102305152A (zh) * | 2011-05-20 | 2012-01-04 | 中国科学院工程热物理研究所 | 混排航空发动机 |
| CN108005812A (zh) * | 2017-12-04 | 2018-05-08 | 中国航空发动机研究院 | 采用自适应机匣和自适应风扇的智能发动机 |
| CN209324517U (zh) * | 2018-12-18 | 2019-08-30 | 王立芳 | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 |
-
2018
- 2018-12-18 CN CN201811546544.2A patent/CN109441635A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB809793A (en) * | 1956-02-27 | 1959-03-04 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gas turbine plant |
| GB920887A (en) * | 1958-11-24 | 1963-03-13 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas-turbine engines |
| US20050226720A1 (en) * | 2003-11-15 | 2005-10-13 | Rolls-Royce Plc | Contra rotatable turbine system |
| CN102305152A (zh) * | 2011-05-20 | 2012-01-04 | 中国科学院工程热物理研究所 | 混排航空发动机 |
| CN108005812A (zh) * | 2017-12-04 | 2018-05-08 | 中国航空发动机研究院 | 采用自适应机匣和自适应风扇的智能发动机 |
| CN209324517U (zh) * | 2018-12-18 | 2019-08-30 | 王立芳 | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109973244A (zh) * | 2019-05-12 | 2019-07-05 | 西北工业大学 | 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置 |
| CN111042918A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-04-21 | 罗辉 | 一种变循环发动机 |
| CN114368472A (zh) * | 2022-02-12 | 2022-04-19 | 北京金璐东方联合物流有限公司 | 一种磁悬浮螺旋桨及其应用的涡喷发动机 |
| CN114508445A (zh) * | 2022-03-09 | 2022-05-17 | 曾昭达 | 热循喷气发动机 |
| CN114508445B (zh) * | 2022-03-09 | 2024-05-14 | 广东信稳能控技术研究有限公司 | 热循喷气发动机 |
| CN114576013A (zh) * | 2022-03-15 | 2022-06-03 | 清华大学 | 用于飞行器发动机的涡轮冷却方法 |
| CN114576013B (zh) * | 2022-03-15 | 2024-03-26 | 清华大学 | 用于飞行器发动机的涡轮冷却方法 |
| CN115263598A (zh) * | 2022-07-28 | 2022-11-01 | 北京航空航天大学 | 一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109441635A (zh) | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 | |
| EP3992446B1 (en) | Adaptive engine with boost spool | |
| CN209324517U (zh) | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 | |
| CN1900508B (zh) | 整体的反向旋转涡轮风扇 | |
| CN107191276A (zh) | 具有多分接头引气阵列的发动机引气系统 | |
| CA2356529C (en) | Apparatus and method to increase turbine power | |
| CN105221295B (zh) | 一种冲压—涡轮喷气复合航空发动机 | |
| CN107191274A (zh) | 具有机动化压缩机的发动机引气系统 | |
| US9297305B2 (en) | Turboshaft engine with parallel shafts | |
| CN106460726B (zh) | 用于诸如多流涡轮喷气发动机的涡轮机的由减速齿轮驱动的风扇转子 | |
| US20160215694A1 (en) | High pressure ratio twin spool industrial gas turbine engine | |
| CN107191271A (zh) | 具有涡轮压缩机的发动机引气系统 | |
| US20160305261A1 (en) | High pressure ratio twin spool industrial gas turbine engine with dual flow high spool compressor | |
| CA2502816A1 (en) | Forced air cooling system | |
| CN104675556A (zh) | 叶尖喷气驱动风扇的大涵道比涡扇发动机 | |
| CN107532548A (zh) | 具有公共入口的复合发动机组件 | |
| WO2015038768A1 (en) | High pressure ratio twin spool industrial gas turbine engine | |
| CN104500269A (zh) | 带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机 | |
| US2814349A (en) | Aircraft propulsion apparatus | |
| CN108506111B (zh) | 一种微小型涡扇发动机 | |
| EP3044430B1 (en) | Industrial gas turbine engine | |
| CN111486005A (zh) | 除冰系统 | |
| US20150260127A1 (en) | Aircraft Turbofan Engine with Multiple High-Pressure Core Modules Not Concentric with the Engine Centerline | |
| CN108412636A (zh) | 用于航空动力领域的涡扇发动机核心机 | |
| RU2354836C1 (ru) | Микроразмерный газотурбинный двигатель |
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 |