CN111197534B

CN111197534B - 一种混合动力航空发动机

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Publication number: CN111197534B
Application number: CN202010163775.6A
Authority: CN
Inventors: 田国庆; 田忠豪
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2020-03-10
Filing date: 2020-03-10
Publication date: 2021-01-29
Anticipated expiration: 2040-03-10
Also published as: CN111197534A

Abstract

一种混合动力航空发动机，属于航空领域。所述航空发动机的燃烧室的燃气喷嘴后方设置有多个气雾喷嘴，多个气雾喷嘴与燃气嘴喷之间设置有耐高温环状气雾喷嘴护板，耐高温环状气雾喷嘴护板固定在燃烧室外周侧壁的内壁上，通过利用本发明可减少燃油的消费量，可降低涡轮叶片的高温程度，降低对涡轮等的材质要求、加工要求，可降低飞行器制造成本、降低飞行成本，同时可降低航空飞行器携带的燃油量，提高了飞行器的安全系数，提高发动机推力，通过降低燃油的使用量，可降低CO₂的排放量，降低了碳排放，降低空气污染程度。

Description

一种混合动力航空发动机

技术领域

本发明涉及一种航空发动机，特别涉及一种混合动力航空发动机，属于航空领域。

背景技术

航空发动机（aero-engine）是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。

现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。涡轮喷气发动机有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段。

当飞机飞行时，空气首先进入的是发动机的进气道，气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力、温度升高。从燃烧室流出的高温高压燃气，流过压气机装在同一条轴上的涡轮。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

图4 现有航空发动机沿轴向的剖面结构示意图。图5现有技术中燃烧室的截面结构示意图。发动机主要由风扇21、第一轴座22、内轴23、低压压气机24、外涵道25、第二轴座26、外轴27、高压压气机28、内涵道29、第三轴座30、压缩空气窄圆环形入口31、燃油入口32、高压涡轮35、低压涡轮36、尾喷口37、燃烧室燃气出口38和导流叶片、燃烧室39、内涵道机壳40、外涵道机壳41等组成。

由于从燃烧室流出的高温高压燃气，使用温度范围为550～1100°C，对涡轮叶片的耐热要求、涡轮叶片的加工精度都是非常严格的，要求涡轮叶片在高温高压状态下不得发生变形，因此，在燃烧室以后的的高温高压区采用的材料一般采用耐高温、耐疲劳型的合金材料制作，其中的涡轮叶片，由于本身具有螺旋状复杂结构，加工等方面具有很高的要求，再加上需要耐高温高压，还的具有很高的抗疲劳型，之前一般采用16 -25 -6铁基合金、随着涡轮进口温度提高到950℃，出现了沉淀硬化合金，应用沉淀强化原理使合金具有更高的高温强度、70年代，进口温度提高到了1240℃，出现了Rene95合金和粉末冶金高温合金。特别是近年来，随着高性能航空飞行器的开发，随着高性追求高推重比的要求越来越高，出现了金属间化合物与韧性金属组成的微叠层复合材料作为叶片的“热障涂层”，随着我国在材料技术的不断提高，新型飞机使用的耐热材料使用耐热温度高达1760℃陶瓷基复合材料，由于制作难度和材料的稀有，成本也是非常昂贵的。

如何才能降低高温高压区材料的成本，除了开发新材料新技术外，在不影响航空发动机性能的前提下，如何能够降低发动机材料的成本费用也是今后航空发动机追求的方向。

发明内容

针对目前航空飞行器要求性能的不断提高，对航空飞行器发动机性能要求越来越高，特别是对高温高压区使用材料、加工精度的要求也在不断地提高，在开发新材料新工艺的同时，降低温度、压力对材料的苛刻性能要求也是提高发动机性能的一个发展方向，本发明提供一种混合动力航空发动机，其目的是降低航空发动机高温区材料的热变形、降低对材料性能的要求，提高发动机的推动力，特别是降低高温气体对涡轮叶片的伤害，降低燃油的消耗量，提高发动机推力，提高飞行器的安全性能。

本发明的技术方案是：一种混合动力航空发动机，包括航空发动机的进气道、风扇、压气机、外涵道、内涵道、燃气喷嘴、燃烧室、涡轮机以及喷口，所述航空发动机的燃烧室的燃气喷嘴后设置有多个气雾喷嘴，多个气雾喷嘴与燃气喷嘴之间设置有耐高温环状气雾喷嘴护板，耐高温环状气雾喷嘴护板固定在燃烧室外周侧壁的内壁上；

进一步，所述环状气雾喷嘴护板为圆角型结构，圆角型结构的气雾喷嘴护板为耐高温材料，圆角型结构气雾喷嘴护板的一边密封固定在燃烧室外周内壁之间固定，气雾喷嘴护板与燃烧室外周内壁之间构成的开口朝向后方的发动机涡轮方向，多个气雾喷嘴均匀地设置在燃烧室外周侧壁的内壁上；

进一步，所述多个气雾喷嘴为雾化喷嘴，雾化喷嘴为能产生气雾的喷嘴，雾化喷嘴与燃烧室外部的耐高压管之间连接，耐高压管内连通有高压气体和高纯水；

进一步，所述气雾喷嘴为气雾喷头，气雾喷头与燃烧室外部的耐高压管之间连接，耐高压管内连通有高压气体和气雾，高压气体源于空压机，气雾源于雾化器，雾化器加入的水为高纯水；

进一步，所述耐高温环状气雾喷嘴护板包括粉末冶金高温合金、微叠层复合材料、陶瓷基复合材料；

进一步，所述燃气喷嘴和气雾喷嘴的数量相同或不同；

进一步，所述粉末冶金高温合金包括Rene95合金。

本发明具有的积极效果是：在燃烧室的燃气喷嘴后设置气雾喷嘴，能够在高压燃烧气体中加入高压气雾，可以将高温高压燃烧气体变成高温高压蒸汽气体，进入航空发动机尾部后沿着喷口喷出；通过设置气雾喷嘴，能够将加压后的气雾送入燃烧室，在燃烧室内形成高压蒸汽和高压燃气的混合区域，蒸汽受热后可增大气体对航空器的推力，在同等燃油使用量的情况下，能够提高发动机的推重比，加入雾化气体后在同等推重比状况下，能够降低燃油量，可节约燃油成本；通过在气雾喷嘴与燃气嘴喷之间设置有耐高温环状气雾喷嘴护板，可保证燃气的充分燃烧，不会因气雾气影响到燃气的燃烧，然后在高温高压下将气雾变成蒸汽，增大了膨胀气体在燃烧室内的压力，提高发动机的向前的推力；通过将环状气雾喷嘴护板设计成圆角型结构，并使开口朝向发动机后方的涡轮方向，可在一定程度上降低燃气对叶片的加热温度，在不降低推力的前提下，可降低对涡轮叶片材质的苛刻要求，可防止高温燃气对叶片的伤害；通过在气雾喷嘴上连接高压气管，高压气管内加入高压气体，并连接直接产生气雾的气雾喷嘴，能够加大喷嘴的雾化，或者利用雾化器将高纯水变成雾化气体，然后再利用高压气体和气雾喷嘴将气雾送到燃烧室，在高温燃气的作用下，迅速地将气雾变成蒸汽，高温气体可巡瞬间将气雾变为蒸汽，能迅速地提高燃烧室内压力；通过利用纯水作为雾化水，可防止在燃烧室、涡轮叶片等出的结垢等问题的产生，能够确保飞行器的正常运行；通过利用本发明可减少燃油的消费量，可降低涡轮叶片的高温程度，降低对涡轮等的材质要求、加工难度，可降低飞行器制造成本、降低飞行成本，同时可降低航空飞行器携带的燃油量，可提高飞行器的安全系数，通过降低燃油的使用量，可降低CO₂的排放量，降低了碳排放，降低空气污染程度。

附图说明

图1 设置有气雾喷嘴和耐高温环状气雾喷嘴护板的航空发动机轴向剖面结构示意图。

图2设置有雾化喷嘴的连接示意图。

图3设置有气雾喷头的连接示意图。

图4 现有航空发动机沿轴向的剖面结构示意图。

图5现有技术中燃烧室的截面结构示意图。

标号说明：11 -气雾喷嘴护板、12-耐高压管、13-气雾喷嘴、13a-雾化喷嘴、13b-气雾喷头、14-气雾、15-空压机、16-高纯水水箱、16a-水泵、17-空压机、18-雾化器、19-控制阀、21-风扇、22-第一轴座、23-内轴、24-低压压气机、25-外涵道、26-第二轴座、27-外轴、28-高压压气机、29-内涵道、30-第三轴座、31-压缩空气窄圆环形入口、32-燃油入口、35-高压涡轮、36-低压涡轮、37-尾喷口、38-燃烧室燃气出口、39-燃烧室、40-内涵道机壳、41-外涵道机壳。

具体实施方式

以下参照附图，就本发明的具体技术方案进行详细说明。在说明中，将飞行器的飞行方向作为航空发动机前面或前方，相反方向作为后面或后方，换句话说，就是将航空飞行器设为尾部喷口一侧作为后方，相反侧作为前方进行说明。

本发明的技术方案是：一种混合动力航空发动机，图1 设置有气雾喷嘴和耐高温环状气雾喷嘴护板的航空发动机轴向剖面结构示意图。混合动力航空发动机包括航空发动机的进气道、风扇21、低压压气机24、高压压气机28、外涵道25、内涵道29、燃气入口32、燃气入口32的燃烧室内设置有燃气喷嘴，燃烧室39、高压涡轮35、低压涡轮以及尾喷口36，所述航空发动机的燃烧室的燃气喷嘴后设置有多个气雾喷嘴13，多个气雾喷嘴13与燃气喷嘴之间设置有耐高温环状气雾喷嘴护板11，耐高温环状气雾喷嘴护板11固定在燃烧室外周侧壁的内壁上。

所述环状气雾喷嘴护板11为具有折角的护板，折角为圆角型结构，圆角型结构的环状气雾喷嘴护板11为耐高温材料，圆角型结构环状气雾喷嘴护板11的一边与燃烧室39外周内壁之间密封固定，环状气雾喷嘴护板11与燃烧室39外周内壁之间构成的开口朝向发动机涡轮方向，多个气雾喷嘴13均匀地设置在燃烧室外周侧壁的内壁上。

所述多个气雾喷嘴13为雾化喷嘴13a，雾化喷嘴13a为能够产生雾化气体的喷嘴，雾化喷嘴13a与燃烧室外部利用耐高压管12连接，所述耐高压管12内连通有高压气体和高纯水，高压气体由空压机17供给，高纯水盛放在高纯水水箱16内，高纯水水箱16内安装有供水水泵16a，水泵16a将高纯水利用空压机17的压力送往雾化喷嘴13a，雾化喷嘴13a将高纯水直接形成气雾14，气雾14在空压下喷向燃烧室内，在燃烧室39利用燃气产生的高温将气雾14变为蒸汽，本实施例中，使用的雾化喷嘴13a结构与农用喷雾器雾化喷嘴结构相同，供水水泵16a也都是利用现有技术中具有高性能耐久性的水泵16a。

除了利用供水水泵16a和雾化喷嘴13a形成气雾14的方法外，还可以利用雾化器18提供气雾14，即：所述气雾喷嘴13为气雾喷头13b，气雾喷头13b与燃烧室外部的耐高压管12连接，耐高压管12内流通有高压气体和气雾14，耐高压管12中的高压气体利用管路连接至空压机17，耐高压管12中的气雾14利用管路连接至雾化器18，雾化器18加入的水为高纯水，所述气雾14由高纯水雾化而成，气雾14在高压气体的吹动向送至气雾喷头13b，气雾14喷向燃烧室39内，在燃烧室39变为蒸汽。在本实施例中，所使用的空压机17和雾化器18均需要现有技术中较高档次的种类，雾化器18可分为多个相同的雾化器18分别向相同的喷嘴供给气雾14，也可使用一个大型雾化器18向气雾喷头13b供给气雾14，空压机17和雾化器18设置在飞行器内。

所述耐高温环状气雾喷嘴13护板11包括粉末冶金高温合金、微叠层复合材料、陶瓷基复合材料以及其他爱高温材料，粉末冶金高温合金包括Rene95粉末合金。

所述燃气喷嘴和气雾喷嘴13的数量相同或不同。

燃气喷嘴和气雾喷嘴13的数量相同时，燃气喷嘴和气雾喷嘴13可分布在相同径向不同轴向的位置，也可使燃气喷嘴和气雾喷嘴13分布在不同径向和不同轴向位置上，此时，燃气喷嘴和气雾喷嘴13在径向上相互交替设置在不同轴向上。

燃气喷嘴和气雾喷嘴13的数量相同时，燃气喷嘴和气雾喷嘴13的设置在以燃烧室中心轴为中心的外周相同角度、不同轴线上。

上述气雾喷嘴13无论使用雾化喷嘴13a还是使用气雾喷头13b，都需要在进入燃烧前的耐高压管12上设置控制阀19，以此控制空压压力。

尽管本实施例中使用了空压机17等现有技术，但是，也可以利用高压风机等进行传送起舞14。

本发明在燃烧室的燃气喷嘴后设置气雾喷嘴13，能够在高压燃烧气体中加入高压气雾14，可以将高温高压燃烧气体变成高温高压蒸汽气体，进入航空发动机尾部后沿着喷口喷出；通过设置气雾喷嘴13，能够将加压后的气雾14送入燃烧室，在燃烧室内形成高压蒸汽和燃气的混合区域，蒸汽受热后可增大气体对航空器的推力，在同等燃油使用量的情况下，能够提高发动机的推重比，加入雾化气体后在同等推重比状况下，能够降低燃油量，可节约燃油成本；通过在气雾喷嘴13与燃气嘴喷之间设置有耐高温环状气雾喷嘴护板11，一方面可保证燃气的充分燃烧，燃烧时不会因气雾14的原因受到影响，然后在高温高压下将气雾14变成蒸汽，膨胀的混合气体增大了燃烧室内压力，提高发动机的向前的推力；通过将环状气雾喷嘴护板11设计为圆角型结构，并使开口朝向发动机涡轮方向，可在一定程度上降低燃气对叶片的加热温度，在不降低推力的前提下，可降低对涡轮叶片材质的苛刻要求，可防止高温燃气对叶片的伤害；通过在气雾喷嘴13上连接高压气管，高压气管内加入高压气体，并连接直接产生气雾14的雾化喷嘴13a，能够加大喷嘴的雾化，或者利用雾化器18将高纯水变成雾化气体利用高压气体和气雾喷头13b将气雾14送到燃烧室，提高变为蒸汽的速度，在燃烧气体大高温作用用下，迅速将气雾14变成蒸汽，提高燃烧室内的气体压力；通过利用纯水作为雾化水，可防止在燃烧室、涡轮叶片等出的结垢等问题的产生，能够确保飞行器的正常运行；通过利用本发明可减少燃油的消费量，可降低涡轮叶片的高温程度，降低对涡轮等的材质要求、加工要求，可降低飞行器制造成本、降低飞行成本，同时可降低航空飞行器携带的燃油量，提高发动机推力，可提高飞行器的安全系数，通过降低燃油的使用量，可降低CO₂的排放量，降低了碳排放，降低空气污染程度。

Claims

1.一种混合动力航空发动机，包括航空发动机的进气道、风扇、压气机、外涵道、内涵道、燃气喷嘴、燃烧室、涡轮机以及喷口，其特征在于：所述航空发动机的燃烧室的燃气喷嘴后方设置有多个气雾喷嘴，多个气雾喷嘴与燃气喷嘴之间设置有耐高温环状气雾喷嘴护板，耐高温环状气雾喷嘴护板固定在燃烧室外周侧壁的内壁上。

2.根据权利要求1所述的一种混合动力航空发动机，其特征在于：所述环状气雾喷嘴护板为圆角型结构，圆角型结构的气雾喷嘴护板为耐高温材料，圆角型结构气雾喷嘴护板的一边与燃烧室外周内壁之间密封固定，气雾喷嘴护板与燃烧室外周内壁之间构成的开口朝向后方的发动机涡轮方向，多个气雾喷嘴均匀地设置在燃烧室外周侧壁的内壁上。

3.根据权利要求1所述的一种混合动力航空发动机，其特征在于：所述多个气雾喷嘴为雾化喷嘴，雾化喷嘴为能产生气雾的喷嘴，雾化喷嘴与燃烧室外部的耐高压管之间连接，耐高压管内连通有高压气体和高纯水。

4.根据权利要求1所述的一种混合动力航空发动机，其特征在于：所述气雾喷嘴为气雾喷头，气雾喷头与燃烧室外部的耐高压管之间连接，耐高压管内连通有高压气体和气雾，高压气体源于空压机，气雾源于雾化器，雾化器加入的水为高纯水。

5.根据权利要求1所述的一种混合动力航空发动机，其特征在于：所述耐高温环状气雾喷嘴护板包括粉末冶金高温合金、微叠层复合材料、陶瓷基复合材料。

6.根据权利要求1所述的一种混合动力航空发动机，其特征在于：所述燃气喷嘴和气雾喷嘴的数量相同或不同。

7.根据权利要求5所述的一种混合动力航空发动机，其特征在于：所述粉末冶金高温合金包括Rene95合金。