CN111636975A - 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机 - Google Patents

一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN111636975A
CN111636975A CN202010511173.5A CN202010511173A CN111636975A CN 111636975 A CN111636975 A CN 111636975A CN 202010511173 A CN202010511173 A CN 202010511173A CN 111636975 A CN111636975 A CN 111636975A
Authority
CN
China
Prior art keywords
duct
turbine
engine
air inlet
bypass
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.)
Granted
Application number
CN202010511173.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111636975B (zh
Inventor
赵景山
张家悦
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.)
Tsinghua University
Original Assignee
Tsinghua University
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 Tsinghua University filed Critical Tsinghua University
Priority to CN202010511173.5A priority Critical patent/CN111636975B/zh
Publication of CN111636975A publication Critical patent/CN111636975A/zh
Priority to PCT/CN2021/095916 priority patent/WO2021249184A1/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111636975B publication Critical patent/CN111636975B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开了一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，包括涵道、设置在所述涵道的进气端的进气机构和设置在所述涵道的出气端的尾喷管，所述涵道包括外涵道和位于所述外涵道内的内涵道，所述外涵道和所述内涵道分别与所述尾喷管连通，所述外涵道和所述内涵道分别与所述进气机构连通。与传统涡轮喷气式发动机相比，本发明提供的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机降低了发动机工作时轴承工作区域的温度，减少了发动机成本，延长了发动机寿命，改善了发动机性能。

Description

一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，特别是涉及一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机。
背景技术
1903年，莱特兄弟首次成功试飞受控固定翼飞机。在随后的一个世纪里，航空飞机给人类社会带来了天翻地覆的变化。世界各国投入大量科研力量研制航空飞机技术，而航空飞机技术中最关键的技术是航空发动机技术。
在20世纪40年代以前，绝大多数飞机采用活塞式发动机。这种发动机只能输出扭矩而不能直接产生拉力或推力，因此常搭配螺旋桨使用。螺旋桨在发动机的带动下旋转，在桨叶上产生拉力。随着飞机飞行速度增加，气流在桨叶末端的线速度大大大增加，使发动机效率大幅降低，因此极大地限制了飞行速度。在20世纪40年代后，一些西方国家开始研发和使用涡轮喷气式发动机。涡喷发动机由进气装置、压气轮机、燃烧室、涡轮机、尾喷管五部分组成。与活塞式发动机相比，涡喷发动机的进气、燃烧、膨胀、做功、排气等过程在同一时刻由不同部件完成，提高了工作效率。同时，在涡喷发动机前端的压气轮机作用下，涡喷发动机的进气量也远远超过活塞式发动机，因此其运行功率相较于活塞式发动机也有了较大的提升。但在发动机运行时，燃烧室后的涡轮处温度极高，大约为500℃～700℃。极高的工作温度对于轴承等关键零部件无疑是巨大的挑战。一方面，现有的润滑剂难以在如此高的温度下有效润滑，另一方面，转动部件在高温下工作寿命极短。近年来，科学家和工程师们为研发能够在高温下有效工作的轴承投入了大量的时间、精力和资金。如果能够将轴承工作区域的温度降至合理范围内，将大大降低发动机成本，延长发动机寿命，提高发动机性能。
因此，提供一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，以降低发动机成本、延长发动机寿命、提高发动机性能是本领域亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，以解决上述现有技术存在的问题，降低发动机工作时轴承工作区域的温度、降低发动机成本、延长发动机寿命及提高发动机性能。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明提供了一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，包括涵道、设置在所述涵道的进气端的进气机构和设置在所述涵道的出气端的尾喷管，所述涵道包括外涵道和位于所述外涵道内的内涵道，所述外涵道和所述内涵道分别与所述尾喷管连通，所述外涵道和所述内涵道分别与所述进气机构连通。
优选的，所述内涵道包括内涵道壳体、通过轴承与所述内涵道壳体转动连接的主轴和固连在所述主轴上的叶轮与涡轮，所述叶轮靠近所述进气机构，所述涡轮靠近所述尾喷管。
优选的，所述进气机构包括进气道和固连在所述进气道中的扩压器，所述扩压器与所述叶轮组成压气轮机。
优选的，所述内涵道壳体在靠近所述涡轮机的一端设置有导流板，所述导流板与所述内涵道壳体固连。
优选的，所述外涵道包括外涵道壳体，所述进气机构和所述内涵道均位于所述外涵道壳体内，所述外涵道壳体内还设置有涡轮机静子，所述涡轮机静子与所述涡轮组合成涡轮机。
优选的，所述外涵道壳体内还设置有燃烧室，所述燃烧室位于所述压气轮机和所述涡轮机之间。
优选的，所述尾喷管的直径沿进气端至出气端的方向逐渐减小。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
本发明提供的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机降低了发动机工作时轴承工作区域的温度，降低了发动机成本，延长了发动机寿命，提高了发动机性能。在工作过程中，空气通过进气机构后被分为两部分，分别进入内涵道和外涵道；进入内涵道的空气沿内涵道流动，冷却主轴和轴承等关键转动部件后经涡轮由尾喷管排出；进入外涵道的空气流入燃烧室，与燃料充分混合后燃烧，推动涡轮机，并由尾喷管高速排出。本发明提供的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机可以将位于涡轮机附近的轴承处温度控制在300℃～400℃，满足普通轴承的工作温度范围。内涵道内部持续不断地流入低温空气对轴承等关键转动部件进行降温，降低了轴承等关键转动部件的工作温度，避免了润滑液在高温下失效，提升了轴承等关键转动部件的服役寿命，进而提高了发动机性能，延长了发动机寿命。航空发动机是航空飞机的核心部件，提升其工作性能有利于提升航空飞机的飞行性能，具有重要的经济、环保和社会意义。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机的结构示意图一；
图2为本发明具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机的结构示意图二；
其中：1-进气机构；2-内涵道；3-外涵道；4-涡轮机；5-尾喷管；6-涡轮；7-导流板；8-轴承；9-主轴；10-燃烧室；11-扩压器；12-叶轮；13-进气道。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，以降低发动机工作时轴承工作区域的温度，降低发动机成本，延长发动机寿命，改善发动机性能。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1至图2所示：本实施例具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机包括涵道、设置在涵道的进气端的进气机构1和设置在涵道的出气端的尾喷管5。
其中，涵道包括外涵道3和位于外涵道3内的内涵道2，外涵道3和内涵道2分别与尾喷管5连通，外涵道3和内涵道2分别与进气机构1连通。内涵道2包括内涵道壳体、通过轴承8与内涵道壳体转动连接的主轴9和固连在主轴9上的涡轮6，涡轮6靠近尾喷管5，尾喷管5的直径沿进气端至出气端的方向逐渐减小，具有良好的空气动力学特性。
进气机构1包括进气道13和固连在进气道13中的扩压器11，叶轮12与内涵道2中的主轴9固连。叶轮12和扩压器11组成压气轮机。内涵道壳体在靠近涡轮机4的一端设置有导流板7，导流板7与内涵道壳体固连。
外涵道3包括外涵道壳体，进气机构1和内涵道2均位于外涵道壳体内，外涵道壳体内还设置有涡轮机静子，涡轮机静子与涡轮6组合成涡轮机4。外涵道壳体内还设置有燃烧室10，燃烧室10位于压气轮机和涡轮机4之间。
本实施例具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机的工作过程如下：
空气通过进气机构1后被分为两部分，分别进入内涵道2和外涵道3；进入内涵道2的空气沿内涵道2流动，冷却主轴9和轴承8等关键转动部件后经涡轮6由尾喷管5排出，降低了轴承8等关键转动部件的工作温度，避免了润滑液在高温下失效，提升了轴承8等关键转动部件的服役寿命，进而提高了发动机性能，延长了发动机寿命；进入外涵道3的空气进入燃烧室10，与燃料充分混合后燃烧，推动涡轮6，并由尾喷管5高速排出，涡轮6的转动带动压气轮机11的转动，以此循环运行。
本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (7)

1.一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，其特征在于：包括涵道、设置在所述涵道的进气端的进气机构和设置在所述涵道的出气端的尾喷管，所述涵道包括外涵道和位于所述外涵道内的内涵道，所述外涵道和所述内涵道分别与所述尾喷管连通，所述外涵道和所述内涵道分别与所述进气机构连通。
2.根据权利要求1所述的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，其特征在于：所述内涵道包括内涵道壳体、通过轴承与所述内涵道壳体转动连接的主轴和固连在所述主轴上的叶轮与涡轮，所述叶轮靠近所述进气机构，所述涡轮靠近所述尾喷管。
3.根据权利要求2所述的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，其特征在于：所述进气机构包括进气道和固连在所述进气道中的扩压器，所述扩压器与所述叶轮组成压气轮机。
4.根据权利要求3所述的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，其特征在于：所述内涵道壳体在靠近所述涡轮机的一端设置有导流板，所述导流板与所述内涵道壳体固连。
5.根据权利要求4所述的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，其特征在于：所述外涵道包括外涵道壳体，所述进气机构和所述内涵道均位于所述外涵道壳体内，所述外涵道壳体内还设置有涡轮机静子，所述涡轮机静子与所述涡轮机转子组合成涡轮机。
6.根据权利要求5所述的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，其特征在于：所述外涵道壳体内还设置有燃烧室，所述燃烧室位于所述压气轮机和所述涡轮机之间。
7.根据权利要求1所述的具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机，其特征在于：所述尾喷管的直径沿进气端至出气端的方向逐渐减小。
CN202010511173.5A 2020-06-08 2020-06-08 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机 Active CN111636975B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010511173.5A CN111636975B (zh) 2020-06-08 2020-06-08 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机
PCT/CN2021/095916 WO2021249184A1 (zh) 2020-06-08 2021-05-26 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010511173.5A CN111636975B (zh) 2020-06-08 2020-06-08 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111636975A true CN111636975A (zh) 2020-09-08
CN111636975B CN111636975B (zh) 2021-12-07

Family

ID=72328424

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010511173.5A Active CN111636975B (zh) 2020-06-08 2020-06-08 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN111636975B (zh)
WO (1) WO2021249184A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021249184A1 (zh) * 2020-06-08 2021-12-16 清华大学 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116183234B (zh) * 2023-04-27 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种高空台双层进气稳压室

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3393516A (en) * 1966-12-05 1968-07-23 United Aircraft Corp Curved exhaust deflector
US6851264B2 (en) * 2002-10-24 2005-02-08 General Electric Company Self-aspirating high-area-ratio inter-turbine duct assembly for use in a gas turbine engine
CN102032072A (zh) * 2010-11-24 2011-04-27 南京航空航天大学 涡轮风扇航空发动机气膜冷却中心锥排气系统
CN201818391U (zh) * 2010-10-19 2011-05-04 靳北彪 涵道套装涡轮喷气发动机
CN103726953A (zh) * 2013-12-29 2014-04-16 陈勇 反涵道蜗扇发动机
CN104819016A (zh) * 2015-05-05 2015-08-05 中国航空动力机械研究所 涡轮后支承轴承座、冷却方法及涡轮风扇发动机
CN105240159A (zh) * 2015-10-30 2016-01-13 常胜 一种喷气式发动机
CN106812606A (zh) * 2016-12-19 2017-06-09 浙江科技学院 一种航空发动机冷却装置
CN109973224A (zh) * 2019-05-08 2019-07-05 中国航空发动机研究院 航空发动机滑油冷却系统及方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108087150B (zh) * 2016-11-22 2020-02-18 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机
US9926883B1 (en) * 2017-02-11 2018-03-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with axial flow fan with twin stream impeller and variable area bypass nozzle
GB201819748D0 (en) * 2018-10-12 2019-01-16 Rolls Royce Plc Afterburner system
CN109854379B (zh) * 2018-12-17 2021-07-09 中国航发沈阳发动机研究所 涡扇发动机
CN111102098B (zh) * 2020-01-03 2021-01-12 中国科学院工程热物理研究所 基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统、控制方法
CN111636975B (zh) * 2020-06-08 2021-12-07 清华大学 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3393516A (en) * 1966-12-05 1968-07-23 United Aircraft Corp Curved exhaust deflector
US6851264B2 (en) * 2002-10-24 2005-02-08 General Electric Company Self-aspirating high-area-ratio inter-turbine duct assembly for use in a gas turbine engine
CN201818391U (zh) * 2010-10-19 2011-05-04 靳北彪 涵道套装涡轮喷气发动机
CN102032072A (zh) * 2010-11-24 2011-04-27 南京航空航天大学 涡轮风扇航空发动机气膜冷却中心锥排气系统
CN103726953A (zh) * 2013-12-29 2014-04-16 陈勇 反涵道蜗扇发动机
CN104819016A (zh) * 2015-05-05 2015-08-05 中国航空动力机械研究所 涡轮后支承轴承座、冷却方法及涡轮风扇发动机
CN105240159A (zh) * 2015-10-30 2016-01-13 常胜 一种喷气式发动机
CN106812606A (zh) * 2016-12-19 2017-06-09 浙江科技学院 一种航空发动机冷却装置
CN109973224A (zh) * 2019-05-08 2019-07-05 中国航空发动机研究院 航空发动机滑油冷却系统及方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
XU AIHUA等: "Numerical simulation of infrared radiation characteristics for plume of the high-altitude and high-speed UAV", 《INFRARED AND LASER ENGINEERING》 *
杜刚，金捷: "大型运输机发动机反推力装置", 《大型飞机关键技术高层论坛暨中国航空学会2007年学术年会论文集》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021249184A1 (zh) * 2020-06-08 2021-12-16 清华大学 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机

Also Published As

Publication number Publication date
WO2021249184A1 (zh) 2021-12-16
CN111636975B (zh) 2021-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111636976B (zh) 一种三涵道大推重比高效动力推进器
JP6542812B2 (ja) ハイブリッド推進システム。
CN111636975B (zh) 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机
US20200003115A1 (en) Turbocharged gas turbine engine with electric power generation for small aircraft electric propulsion
US20210108569A1 (en) Gas turbine engine with clutch assembly
CN101871441A (zh) 电动喷气式发动机
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
CN108506111A (zh) 一种微小型涡扇发动机
WO2021249185A1 (zh) 一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器
CN108825380B (zh) 一种涡轴发动机
CN113006940B (zh) 一种无需外部减速器的微小型涡桨发动机
CN212615068U (zh) 一种分布式推进涡扇发动机
CN209892349U (zh) 增压冲压发动机及飞行器
US3105661A (en) Device for cooling and enhancing jet engine performance of supersonic aircraft
US3465524A (en) Fan gas turbine engine
CN211058913U (zh) 微型涡喷发动机气动发电装置
GB2379483A (en) Augmented gas turbine propulsion system
GB1211064A (en) Improvements in gas turbine engines
RU2806133C1 (ru) Нагнетатель воздуха для системы кондиционирования воздуха летательного аппарата
CN217456363U (zh) 飞行器推进装置及飞行器
RU2815564C1 (ru) Авиационная силовая установка
CN215057588U (zh) 一种斜榫头结构的航空发动机转子叶片
CN112780400B (zh) 航空活塞发动机高空功率恢复专用增压器
CN219654791U (zh) 一种向心涡轮驱动的单轴混排微型涡轮风扇发动机
CN219840723U (zh) 一种分布式推进变循环发动机

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