CN112392628A - 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机 - Google Patents

航空发动机核心机、控制方法和航空发动机 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机核心机、控制方法和航空发动机，其中航空发动机核心机包括风扇、低压压气机、高压压气机、喷管、第一可动件和第二可动件，低压压气机设置在风扇的下游；第一可动件设置在风扇和低压压气机之间，用于通过自身运动来调节航空发动机核心机的涵道比；高压压气机设置在低压压气机的下游；喷管设置在低压压气机和高压压气机之间，用于将低压压气机的出口气流导出；第二可动件设置在喷管的进口处，用于打开或关闭喷管的进口。航空发动机包括上述核心机。本发明通过第一可动件和第二可动件的配合，可以实现对发动机不同运行工况的自适应性。

Description

航空发动机核心机、控制方法和航空发动机
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机核心机、控制方法和航空发动机。
背景技术
目前得到普遍应用的大涵道比涡扇发动机，内涵道气流按照气流轴向流动方向，将依次经过对气流初步压缩的风扇内涵、进一步压缩的低压压气机和高压压气机、对其进行加热的燃烧室，然后形成的高温高压气流依次驱动高压压气机和风扇(包括低压压气机)的高低压涡轮、以及让气流高速喷出的内涵喷管；外涵气流则经过风扇外涵的压缩作用，最终从外涵喷管流出，产生相应的推力。
对于大涵道比涡扇发动机而言，经济性优化需要发动机在设计时采用较高的增压比、较大的涵道比和较高的涡轮进口温度来实现。但发动机在实际运行过程中总是运行在起飞、爬升或巡航等工况，往往偏离各部件的设计点。例如，在起飞工况时燃烧室出口温度相对较高，为满足该工况运行要求，发动机的高温部件需要采用耐温程度相对较高的材料来制造，这大大增加了发动机的设计成本和实现难度，也限制了其使用寿命；而在巡航等典型的空中工况，发动机所需的推力要求与起飞工况相比相对较低，此时的燃烧室出口温度也相对较低，如果只针对巡航等空中工况进行发动机设计，发动机高温部件的使用材料限制就可以适当放宽。
目前，大部分发动机不具备对不同工况的自适应能力，对高温部件的耐温性能要求较高。
需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
发明内容
本发明的目的是提出一种航空发动机核心机、控制方法和航空发动机，以提高核心机对不同工况的自适应能力。
为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机核心机，包括：
风扇；
低压压气机，设置在风扇的下游；
第一可动件，设置在风扇和低压压气机之间，用于通过自身运动来调节航空发动机核心机的涵道比；
高压压气机，设置在低压压气机的下游；
喷管，设置在低压压气机和高压压气机之间，用于将低压压气机的出口气流导出；和
第二可动件，设置在喷管的进口处，用于打开或关闭喷管的进口。
在一些实施例中，航空发动机核心机还包括内涵道和外涵道，第一可动件用于同时调节内涵道的进口大小和外涵道的进口大小。
在一些实施例中，航空发动机核心机还包括第一机匣和第二机匣，第一机匣用于包容风扇并用于形成外涵道，第二机匣用于包容低压压气机并用于分隔内涵道和外涵道，第一可动件的一端可转动地安装在第二机匣上，第一可动件沿远离第二机匣的方向延伸。
在一些实施例中，航空发动机核心机还包括第二机匣和第三机匣，第二机匣用于包容低压压气机，第三机匣用于包容高压压气机，第二机匣和第三机匣之间具有间隙，喷管安装在第二机匣和第三机匣上并封堵间隙，喷管的出口与航空发动机的外部环境相通。
在一些实施例中，第二可动件的第一端与第二机匣搭接或相抵靠，第二可动件的第二端与第三机匣可转动地连接。
在一些实施例中，第二可动件被配置为朝着远离喷管的方向被打开。
在一些实施例中，第二可动件能够被打开至与喷管的内壁大致平行的位置。
在一些实施例中，航空发动机核心机还包括驱动机构和控制机构，驱动机构用于驱动第一可动件和/或第二可动件运动，控制机构用于检测航空发动机核心机中燃烧室的出口温度，并根据出口温度计算第一可动件和/或第二可动件的转动角度，控制机构与驱动机构信号连接以将计算所得的转动角度传递至驱动机构。
为实现上述目的，本发明还提供了一种航空发动机，包括上述的航空发动机核心机。
为实现上述目的，本发明还提供了一种航空发动机核心机控制方法，包括：
提供设置在风扇和低压压气机之间的第一可动件、设置在低压压气机和高压压气机之间的喷管和设置在喷管的进口处的第二可动件；
在航空发动机处于起飞和爬升工况时，驱动第一可动件运动至减小涵道比的位置，并驱动第二可动件运动至关闭喷管进口的位置；
在航空发动机处于巡航工况时，驱动第一可动件运动至增大涵道比的位置，并驱动第二可动件运动至打开喷管进口的位置。
基于上述技术方案，本发明通过设置第一可动件、喷管和第二可动件，可以根据航空发动机的运行工况进行自适应调节，在航空发动机处于起飞、爬升等工况时，可以通过第一可动件的运动来减小涵道比，以降低燃烧室出口温度，减小高温部件的热负荷程度，降低发动机的设计成本，同时通过第二可动件的运动关闭喷管，避免内涵道的气体通过喷管流出而影响涵道比的大小；而在巡航等空中工况时，可以通过第一可动件的运动来增大涵道比，以降低耗油率，同时通过第二可动件的运动打开喷管，内涵道的气体通过喷管导出，可产生推力，有助于改善发动机的经济性；通过第一可动件和第二可动件的相互配合，实现了核心机对航空发动机不同运行工况的自适应性。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明航空发动机核心机一个实施例的结构示意图。
图2为本发明航空发动机核心机一个实施例处于起飞、爬升工况时的结构示意图。
图3为本发明航空发动机核心机一个实施例处于巡航工况时的结构示意图。
图中：
1、风扇；2、低压压气机；3、高压压气机；4、第一机匣；5、第二机匣；6、第三机匣；7、喷管；8、第一可动件；9、第二可动件；10、控制机构；11、驱动机构。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对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的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动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。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1所示，在本发明提供的航空发动机核心机的一个实施例中，该核心机包括风扇1、低压压气机2、第一可动件8、高压压气机3、喷管7和第二可动件9，其中，低压压气机2设置在风扇1的下游，第一可动件8设置在风扇1和低压压气机2之间，第一可动件8用于通过自身运动来调节航空发动机核心机的涵道比，高压压气机3设置在低压压气机2的下游，喷管7设置在低压压气机2和高压压气机3之间，喷管7用于将低压压气机2的出口气流导出，第二可动件9设置在喷管7的进口处，第二可动件9用于打开或关闭喷管7的进口。
在上述实施例中，通过设置第一可动件8、喷管7和第二可动件9，可以根据航空发动机的运行工况进行自适应调节，在航空发动机处于起飞、爬升等工况时，可以通过第一可动件8的运动来减小涵道比，以降低燃烧室出口温度，减小高温部件的热负荷程度，降低发动机的设计成本，同时通过第二可动件9的运动关闭喷管7，避免内涵道的气体通过喷管流出而影响涵道比的大小；而在巡航等空中工况时，可以通过第一可动件的运动来增大涵道比，以降低耗油率，同时通过第二可动件9的运动打开喷管7，内涵道的气体通过喷管导出，可产生推力，有助于改善发动机的经济性；通过第一可动件8和第二可动件9的相互配合，实现了核心机对航空发动机运行不同工况的自适应性。
航空发动机核心机还包括内涵道和外涵道，第一可动件8用于同时调节内涵道的进口大小和外涵道的进口大小。即，在第一可动件8运动时，可以实现同时调节内涵道的进口大小和外涵道的进口大小的作用，从而调节内涵道的气体流量和外涵道的气体流量，并最终实现对涵道比的调节。涵道比为外涵道的气体流量与内涵道的气体流量的比值。
航空发动机核心机还包括第一机匣4和第二机匣5，第一机匣4用于包容风扇1并用于形成外涵道，第二机匣5用于包容低压压气机2并用于分隔内涵道和外涵道，外涵道包括第一机匣4的内侧和第二机匣5的外侧之间的空间，内涵道包括第二机匣5的内侧空间，第一可动件8的一端可转动地安装在第二机匣5上，第一可动件8沿远离第二机匣5的方向延伸。
第一可动件8可以铰接在第二机匣5的靠近第一机匣4的一端端部，第一可动件8相对于第二机匣5转动。第一可动件8的远离第二机匣5的一端可以悬空设置。第一可动件8包括第一折流板，板式结构的运动比较容易控制，运动精确性好，密封性也好。
第一可动件8可以相对于第二机匣5向外打开，如图2所示，第一可动件8处于打开状态时，第一可动件8与第二机匣5之间的夹角为钝角，位于第二机匣5内侧的内涵道的进口面积增大，而位于第二机匣5外侧的外涵道的进口面积则减小；如图3所示，第一可动件8处于关闭状态时，第一可动件8与第二机匣5的延伸方向大致平齐，此时，相比于打开状态来说，内涵道的进口面积减小，外涵道的进口面积增大。
航空发动机核心机还包括第三机匣6，第三机匣6用于包容高压压气机3，外涵道还包括第一机匣4的内侧和第三机匣6的外侧之间的空间，内涵道还包括第三机匣6的内侧空间。第二机匣5和第三机匣6之间具有间隙，喷管7安装在第二机匣5和第三机匣6上并封堵间隙，喷管7的出口与航空发动机的外部环境相通。
喷管7的进口端完全覆盖第二机匣5和第三机匣6之间的间隙，在第二可动件9处于打开状态时，第二机匣5和第三机匣6的内侧空间与喷管7连通；在第二可动件9处于关闭状态时，第二机匣5和第三机匣6之间的间隙通过第二可动件9封严，第二机匣5和第三机匣6的内侧空间与喷管7不连通。
通过设置喷管7，可以使内涵道的气体喷出航空发动机之外，从而产生推力，降低燃油消耗。
第二可动件9的第一端与第二机匣5搭接或相抵靠，第二可动件9的第二端与第三机匣6可转动地连接。
第二可动件9的第二端可以铰接在第三机匣6上，并相对于第三机匣6转动。将第二可动件9安装在第三机匣6上，可以便于布置，同时便于第二可动件9的运动，避免与其他部件之间发生干涉。
第二可动件9被配置为朝着远离喷管7的方向被打开，这样在第二可动件9处于打开状态时，可以作为喷管7的一部分，延长喷管7的长度，便于内涵道的气体进入喷管7内。
第二可动件9能够被打开至与喷管7的连接第二可动件9处的内壁大致平行的位置。这样设置可以使气体沿第二可动件9更加平滑地进入喷管7内，减少气流扰动。
第二可动件9包括第二折流板，采用板式结构可以便于控制，运动精确度和密封性都比较好。
航空发动机核心机还包括驱动机构11和控制机构10，驱动机构11用于驱动第一可动件8和/或第二可动件9运动，控制机构10用于检测航空发动机核心机中燃烧室的出口温度，并根据出口温度计算第一可动件8和/或第二可动件9的转动角度，控制机构10与驱动机构11信号连接以将计算所得的转动角度传递至驱动机构11。
控制机构10还可以获取第一可动件8和/或第二可动件9的姿态信息，以根据该姿态信息对第一可动件8和/或第二可动件9的转动角度进行实时调整，使其与计算所得的转动角度所对应的姿态保持一致，从而实现闭环控制。
控制机构10可以包括检测装置和控制器，检测装置用于检测航空发动机核心机中燃烧室的出口温度，检测装置也可以用于检测第一可动件8和/或第二可动件9的姿态信息。控制器用于根据检测装置的检测结果计算第一可动件8和/或第二可动件9的转动角度。
通过设置驱动机构11和控制机构10，可以实现对第一可动件8和第二可动件9的自动控制，进而实现对燃烧室出口温度的有效控制。
下面结合图1～3对本发明航空发动机核心机的一个实施例的工作过程进行说明：
如图1所示，核心机包括风扇1、低压压气机2、高压压气机3、第一机匣4、第二机匣5、第三机匣6、喷管7、第一可动件8、第二可动件9、控制机构10和驱动机构11。第一可动件8铰接在第二机匣5的前端，第二可动件9铰接在第三机匣6的前端。喷管7安装在第二机匣5和第三机匣6之间，喷管7呈渐缩状，其截面面积朝着远离第二机匣5和第三机匣6的方向逐渐减小，以保证内部气流可以得到适当加速，进而产生一定的推力。
如图2所示，发动机在起飞、爬升工况时，驱动第一可动件8转动至偏向外涵道方向的位置，第二可动件9处于关闭状态，这样可以增大内涵道的开口面积，减小外涵道的开口面积，气流进入内涵道后，再经低压压气机2和高压压气机3的相继压缩，可以实现小涵道比的工作状态，以降低燃烧室的出口温度，减少发动机高温部件的热负荷程度，放宽高温部件的使用材料限制，降低设计成本。
如图3所示，发动机在巡航等空中工况时，驱动第一可动件8复位，即转动至顺着第二机匣5的方向，第二可动件9处于偏向内涵道的打开状态，从而实现大涵道比的工作状态，以降低耗油率；此时第二可动件9打开至与喷管7的内壁大致平行的位置，与喷管7一起构成渐缩状流道，能够产生一定推力，可以进一步优化发动机的经济性。
当然，第一可动件8和第二可动件9的运动位置并不限于完全打开和完全关闭两种状态，在其他运行工况时，可以通过以燃烧室出口温度为控制参数确定第一可动件8和第二可动件9的对应位置，实现基于发动机运行工况的自适应调节。
通过对本发明航空发动机核心机的多个实施例的说明，可以看到本发明航空发动机核心机实施例通过第一可动件和第二可动件的相互配合，解决了现有涡扇发动机针对不同运行工况无法实现自适应调节、存在起飞和爬升等工况燃烧室出口温度过高、巡航等空中工况经济性优化手段有限等问题，使发动机可以根据运行工况的变化适应性调节第一可动件和第二可动件的角度；在起飞、爬升工况时，为追求大推力，以小涵道比的工作状态运行，以降低燃烧室出口温度，减少高温部件的热负荷程度，也可以降低发动机的设计成本；在巡航等空中工况时，为提高推进效率，以大涵道比的工作状态运行，降低了耗油率，而且其通过喷管产生的推力也有助于发动机经济性的优化；另外，对于现有传统的基于压气机喘振裕度限制和燃烧室出口温度限制的加减速供油规律来说，通过引入第一可动件和第二可动件，可以在一定程度上可以限制燃烧室出口温度，因此可以简化加减速供油规律设计的工作。
基于上述的航空发动机核心机，本发明还提出一种航空发动机，该航空发动机包括上述的航空发动机核心机。
本发明还提供一种航空发动机核心机控制方法，包括：
提供设置在风扇1和低压压气机2之间的第一可动件8、设置在低压压气机2和高压压气机3之间的喷管7和设置在喷管7的进口处的第二可动件9；
在航空发动机处于起飞和爬升工况时，驱动第一可动件8运动至减小涵道比的位置，并驱动第二可动件9运动至关闭喷管7进口的位置；
在航空发动机处于巡航工况时，驱动第一可动件8运动至增大涵道比的位置，并驱动第二可动件9运动至打开喷管7进口的位置。
进一步地，在打开喷管7的进口时，第二可动件9转动至与喷管7的壁面大致平行的位置。
上述各个实施例中航空发动机核心机所具有的积极技术效果同样适用于航空发动机和航空发动机核心机控制方法，这里不再赘述。
最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：在不脱离本发明原理的前提下，依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (10)

1.一种航空发动机核心机，其特征在于，包括：
风扇(1)；
低压压气机(2)，设置在所述风扇(1)的下游；
第一可动件(8)，设置在所述风扇(1)和所述低压压气机(2)之间，用于通过自身运动来调节航空发动机核心机的涵道比；
高压压气机(3)，设置在所述低压压气机(2)的下游；
喷管(7)，设置在所述低压压气机(2)和所述高压压气机(3)之间，用于将所述低压压气机(2)的出口气流导出；和
第二可动件(9)，设置在所述喷管(7)的进口处，用于打开或关闭所述喷管(7)的进口。
2.根据权利要求1所述的航空发动机核心机，其特征在于，还包括内涵道和外涵道，所述第一可动件(8)用于同时调节所述内涵道的进口大小和所述外涵道的进口大小。
3.根据权利要求2所述的航空发动机核心机，其特征在于，还包括第一机匣(4)和第二机匣(5)，所述第一机匣(4)用于包容所述风扇(1)并用于形成所述外涵道，所述第二机匣(5)用于包容所述低压压气机(2)并用于分隔所述内涵道和所述外涵道，所述第一可动件(8)的一端可转动地安装在所述第二机匣(5)上，所述第一可动件(8)沿远离所述第二机匣(5)的方向延伸。
4.根据权利要求1所述的航空发动机核心机，其特征在于，还包括第二机匣(5)和第三机匣(6)，所述第二机匣(5)用于包容所述低压压气机(2)，所述第三机匣(6)用于包容所述高压压气机(3)，所述第二机匣(5)和所述第三机匣(6)之间具有间隙，所述喷管(7)安装在所述第二机匣(5)和所述第三机匣(6)上并封堵所述间隙，所述喷管(7)的出口与航空发动机的外部环境相通。
5.根据权利要求4所述的航空发动机核心机，其特征在于，所述第二可动件(9)的第一端与所述第二机匣(5)搭接或相抵靠，所述第二可动件(9)的第二端与所述第三机匣(6)可转动地连接。
6.根据权利要求1所述的航空发动机核心机，其特征在于，所述第二可动件(9)被配置为朝着远离所述喷管(7)的方向被打开。
7.根据权利要求1所述的航空发动机核心机，其特征在于，所述第二可动件(9)能够被打开至与所述喷管(7)的内壁大致平行的位置。
8.根据权利要求1所述的航空发动机核心机，其特征在于，还包括驱动机构(11)和控制机构(10)，所述驱动机构(11)用于驱动所述第一可动件(8)和/或所述第二可动件(9)运动，所述控制机构(10)用于检测所述航空发动机核心机中燃烧室的出口温度，并根据所述出口温度计算所述第一可动件(8)和/或所述第二可动件(9)的转动角度，所述控制机构(10)与所述驱动机构(11)信号连接以将计算所得的所述转动角度传递至所述驱动机构(11)。
9.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～8任一项所述的航空发动机核心机。
10.一种航空发动机核心机控制方法，其特征在于，包括：
提供设置在风扇(1)和低压压气机(2)之间的第一可动件(8)、设置在所述低压压气机(2)和高压压气机(3)之间的喷管(7)和设置在所述喷管(7)的进口处的第二可动件(9)；
在航空发动机处于起飞和爬升工况时，驱动所述第一可动件(8)运动至减小涵道比的位置，并驱动所述第二可动件(9)运动至关闭所述喷管(7)进口的位置；
在航空发动机处于巡航工况时，驱动所述第一可动件(8)运动至增大涵道比的位置，并驱动所述第二可动件(9)运动至打开所述喷管(7)进口的位置。
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