CN114439644A - 一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机 - Google Patents

一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN114439644A
CN114439644A CN202210107068.4A CN202210107068A CN114439644A CN 114439644 A CN114439644 A CN 114439644A CN 202210107068 A CN202210107068 A CN 202210107068A CN 114439644 A CN114439644 A CN 114439644A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flow
increasing
engine
fan
heat
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
CN202210107068.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114439644B (zh
Inventor
赵景山
魏松涛
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 CN202210107068.4A priority Critical patent/CN114439644B/zh
Publication of CN114439644A publication Critical patent/CN114439644A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114439644B publication Critical patent/CN114439644B/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
    • F02K3/062—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 aft 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
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • 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
    • F02K3/077—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 the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/12—Improving ICE efficiencies

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)

Abstract

本发明涉及航空发动机，一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，包括与发动机尾喷管相连通的增流机构和与发动机风扇相连的传动机构，所述传动机构与增流机构相连用于传动增流机构导流外界空气至发动机尾喷管内。本发明通过设置增流机构，增流机构从外部环境压缩的冷气流进入发动机尾喷管内，在发动机尾喷管处与燃烧不充分的油气进行二次燃烧，提高了燃烧的效率，通过热交换提高了发动机在起飞阶段的推力，实现了短距离起飞，也实现了热量回收，并且从增流机构处压缩的冷空气高速喷向发动机尾喷管，与从燃烧室喷出的气体进行了动量交换，也实现了动量回收。

Description

一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机。
背景技术
航空发动机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。
而应用于战斗机上的发动机也尤为重要，但战斗机在许多方面的性能自相矛盾，如，在起飞阶段需要发动机降推增速，实现飞机的短距离起飞以及提高燃烧效率，而在空战之中又要求飞机具备较好的高空高速性能，但现有的发动机由于结构的限制，很难兼顾两者之间的性能，故而提出一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机来解决上述问题。
发明内容
本发明的目的是针对上述问题，提供一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，包括与发动机尾喷管相连通的增流机构和与发动机风扇相连的传动机构，所述传动机构与增流机构相连用于传动增流机构导流外界空气至发动机尾喷管内。
本发明的有益效果是：
本发明通过设置增流机构，增流机构从外部环境压缩的冷气流进入发动机尾喷管内，在发动机尾喷管处与燃烧不充分的油气进行二次燃烧，提高了燃烧的效率，通过热交换提高了发动机在起飞阶段的推力，实现了短距离起飞，也实现了热量回收，并且从增流机构处压缩的冷空气高速喷向发动机尾喷管，与从燃烧室喷出的气体进行了动量交换，也实现了动量回收。
进一步，所述传动机构和增流机构的数量均为多个，且多个所述传动机构和增流机构呈环形等距设于发动机外侧。
上述进一步方案的有益效果是：可以通过对增流机构数量的设置，可改变进入涡轮尾部的气流量。
进一步，所述增流机构包括增流涵道和增流风扇，所述增流涵道与发动机尾喷管相连通，所述增流涵道内设有增流风扇，所述传动机构与增流风扇相连用于带动增流风扇沿周向转动。
上述进一步方案的有益效果是：将外界冷气流通过增流风扇的压缩进入增流涵道，并由增流涵道导入发动机尾喷管内与来自燃烧室的尾气混合降温，实现热交换和动量交换。
进一步，还包括增流尾喷管，所述增流尾喷管设于发动机尾喷管和增流机构的外侧。
上述进一步方案的有益效果是：对进入发动机尾喷管内混合后的气流通过增流尾喷管喷出。
进一步，所述传动机构包括风扇齿轮、传动齿轮和传动轴，所述风扇齿轮与发动机风扇相连，所述传动齿轮与风扇齿轮啮合，所述传动轴与风扇齿轮相连。
上述进一步方案的有益效果是：可由发动机风扇的自身转动带动传动齿轮的转动，无需设置额外的动力源进行驱动。
进一步，还包括液压离合器，所述传动齿轮与液压离合器相连，所述液压离合器的输入端与传动轴相连。
上述进一步方案的有益效果是：液压离合器可以实现风扇齿轮与传动轴的连接和断开，从而实现飞行在不同阶段的自适应调整。
进一步，所述传动轴的外侧设有滚针轴承，所述滚针轴承外侧设有转轴支撑，所述转轴支撑设于发动机壳体上。
上述进一步方案的有益效果是：传动轴可以通过绕滚针轴承转动，并实现传动轴的支撑。
进一步，所述滚针轴承与转轴支撑的数量为不小于两个的偶数，且所述滚针轴承与转轴支撑以发动机壳体竖向轴线呈对称分布。
上述进一步方案的有益效果是：对称式支撑对传动轴的支撑效果更佳更稳定。
进一步，所述传动机构为电动机，所述电动机的输出端与增流机构相连，所述发动机风扇外侧设有轴承，所述电动机通过轴承与发动机风扇相连。
上述进一步方案的有益效果是：可由电动机的转动与停止控制增流机构对空气的导流，便于操作。
附图说明
图1为本发明的立体结构示意图；
图2为本发明的剖视图；
图3为本发明的左视图；
图4为本发明传动机构的结构示意图。
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
1、增流机构；11、增流涵道；12、增流风扇；2、传动机构；21、风扇齿轮；22、传动齿轮；23、传动轴；3、增流尾喷管；4、液压离合器；5、滚针轴承；6、转轴支撑。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
实施例1
如图1和图2所示，一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，包括与发动机尾喷管相连通的增流机构1和与发动机风扇相连的传动机构2，传动机构2与增流机构1相连用于传动增流机构1导流外界空气至发动机尾喷管内；
进一步的，传动机构2和增流机构1的数量均为多个，且多个传动机构2和增流机构1呈环形等距设于发动机外侧，可以通过对增流机构1和传动机构2数量的设置，可改变进入涡轮尾部的气流量；
增流机构1包括增流涵道11和增流风扇12，增流涵道11与发动机尾喷管相连通，增流涵道11内设有增流风扇12，传动机构2与增流风扇12相连用于带动增流风扇12沿周向转动，将外界冷气流通过增流风扇12的压缩进入增流涵道11，并由增流涵道11导入发动机尾喷管内与来自燃烧室的尾气混合降温，实现热交换和动量交换，传动机构2为电动机，电动机的输出端与增流机构1相连，发动机风扇外侧设有轴承，电动机通过轴承与发动机风扇相连，由电动机带动增流风扇12的转动，从而实现对外界冷空气的导流；
还包括增流尾喷管3，增流尾喷管3设于发动机尾喷管和增流机构1的外侧，对进入发动机尾喷管内混合后的气流通过增流尾喷管3喷出，实现增压、增推的效果；
通过设置增流机构1，从燃烧室喷出的气体，由于氧气含量不足，燃烧不充分，一部分油气会直接排出造成浪费，而从增流机构1从外部环境压缩的冷气流进入发动机尾喷管内，在发动机尾喷管处与燃烧不充分的油气进行二次燃烧，提高了燃烧的效率，并且通过热交换提高了发动机在起飞阶段的推力，实现了短距离起飞，也实现了热量回收，并且从增流机构1处压缩的冷空气高速喷向发动机尾喷管，与从燃烧室喷出的气体进行了动量交换，也实现了动量回收，并且进入尾喷管处的冷气流，可对主轴、轴承等关键零部件进行冷却，降低其工作温度、提升其服役寿命。
实施例2
如图1、图2和图3所示，一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，包括与发动机尾喷管相连通的增流机构1和与发动机风扇相连的传动机构2，传动机构2与增流机构1相连用于传动增流机构1导流外界空气至发动机尾喷管内。
传动机构2和增流机构1的数量均为多个，且多个传动机构2和增流机构1呈环形等距设于发动机外侧，可以通过对增流机构1和传动机构2数量的设置，可改变进入涡轮尾部的气流量。
增流机构1包括增流涵道11和增流风扇12，增流涵道11与发动机尾喷管相连通，增流涵道11内设有增流风扇12，传动机构2与增流风扇12相连用于带动增流风扇12沿周向转动，将外界冷气流通过增流风扇12的压缩进入增流涵道11，并由增流涵道11导入发动机尾喷管内与来自燃烧室的尾气混合降温，实现热交换和动量交换。
传动机构2包括风扇齿轮21、传动齿轮22和传动轴23，风扇齿轮21与发动机风扇相连，传动齿轮22与风扇齿轮21啮合，传动轴23与风扇齿轮21相连，发动机风扇为风扇转子和涡轮转轴，发动机内设有涡轮转轴，涡轮转轴外侧固定连接有风扇转子，风扇转子的外侧与风扇齿轮21固定连接，可由发动机风扇的自身转动带动传动齿轮22的转动，无需设置额外的动力源进行驱动；
无需外置动力源进行启动，可由发动机本身进行带动转动，即可实现增推降速的效果，其结构合理，且节约了生产成本。
实施例3
如图1、图2、图3和图4所示，一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，包括与发动机尾喷管相连通的增流机构1和与发动机风扇相连的传动机构2，传动机构2与增流机构1相连用于传动增流机构1导流外界空气至发动机尾喷管内。
进一步的，传动机构2和增流机构1的数量均为多个，且多个传动机构2和增流机构1呈环形等距设于发动机外侧，可以通过对增流机构1和传动机构2数量的设置，可改变进入涡轮尾部的气流量。
增流机构1包括增流涵道11和增流风扇12，增流涵道11与发动机尾喷管相连通，增流涵道11内设有增流风扇12，传动机构2与增流风扇12相连用于带动增流风扇12沿周向转动，将外界冷气流通过增流风扇12的压缩进入增流涵道11，并由增流涵道11导入发动机尾喷管内与来自燃烧室的尾气混合降温，实现热交换和动量交换；
还包括增流尾喷管3，增流尾喷管3设于发动机尾喷管和增流机构1的外侧，对进入发动机尾喷管内混合后的气流通过增流尾喷管3喷出，实现降速、增压、增推的效果；
传动机构2包括风扇齿轮21、传动齿轮22和传动轴23，风扇齿轮21与发动机风扇相连，传动齿轮22与风扇齿轮21啮合，传动轴23与风扇齿轮21相连，发动机风扇为风扇转子和涡轮转轴，发动机内设有涡轮转轴，涡轮转轴外侧固定连接有风扇转子，风扇转子的外侧与风扇齿轮21固定连接，可由发动机风扇的自身转动带动传动齿轮22的转动，无需设置额外的动力源进行驱动；
还包括液压离合器4，传动齿轮22与液压离合器4相连，液压离合器4的输入端与传动轴23相连，液压离合器4可以实现风扇齿轮21与传动轴23的连接和断开，从而实现飞行在不同阶段的自适应调整，当液压离合器4闭合，传动齿轮22、传动轴23和增流风扇12同步转动，实现尾喷管增流，实现热量和动量的交换回收利用，提高热量利用率和推进效率，实现二次增推，当液压离合器4断开，增流风扇12停止转动；
传动轴23的外侧设有滚针轴承5，滚针轴承5外侧设有转轴支撑6，转轴支撑6设于发动机壳体上，传动轴23可以通过绕滚针轴承5转动，并实现传动轴23的支撑，传动轴23可以通过绕滚针轴承5转动，并实现传动轴23的支撑；
滚针轴承5与转轴支撑6的数量为不小于两个的偶数，且滚针轴承5与转轴支撑6以发动机壳体竖向轴线呈对称分布，对称式支撑对传动轴23的支撑效果更佳更稳定；
通过设置增流机构1，增流机构1从外部环境压缩的冷气流进入发动机尾喷管内，在发动机尾喷管处与燃烧不充分的油气进行二次燃烧，提高了燃烧的效率，通过热交换提高了发动机在起飞阶段的推力，实现了短距离起飞，也实现了热量回收，并且从增流机构1处压缩的冷空气高速喷向发动机尾喷管，与从燃烧室喷出的气体进行了动量交换，也实现了动量回收，并且由液压离合器4控制增流机构1的启动与关闭，可自由控制飞机在起飞阶段或高速发行阶段时的增推降速操作和降速操作。
工作原理：在起飞阶段，发动机的涡轮转轴启动开始转动，由涡轮转轴带动风扇转子和风扇齿轮21转动，并联动传动齿轮22转动，此时，液压离合器4闭合，传动轴23跟随传动齿轮22转动带动增流风扇12转动，将外界冷空气导入增流涵道11并进入发动机尾喷管内，冷空气与燃烧室内的尾气混合从增流尾喷管3喷出，即完成起飞阶段的增推降速操作，当飞机处于高速飞行阶段，再打开液压离合器4，使传动齿轮22与传动轴23断开传动，即可使增流风扇12不再转动导入冷空气，即完成增速操作。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (9)

1.一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于；包括与发动机尾喷管相连通的增流机构(1)和与发动机风扇相连的传动机构(2)，所述传动机构(2)与增流机构(1)相连用于传动增流机构(1)导流外界空气至发动机尾喷管内。
2.根据权利要求1所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，所述传动机构(2)和增流机构(1)的数量均为多个，且多个所述传动机构(2)和增流机构(1)呈环形等距设于发动机外侧。
3.根据权利要求2所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，所述增流机构(1)包括增流涵道(11)和增流风扇(12)，所述增流涵道(11)与发动机尾喷管相连通，所述增流涵道(11)内设有增流风扇(12)，所述传动机构(2)与增流风扇(12)相连用于带动增流风扇(12)沿周向转动。
4.根据权利要求1所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，还包括增流尾喷管(3)，所述增流尾喷管(3)设于发动机尾喷管和增流机构(1)的外侧。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，所述传动机构(2)包括风扇齿轮(21)、传动齿轮(22)和传动轴(23)，所述风扇齿轮(21)与发动机风扇相连，所述传动齿轮(22)与风扇齿轮(21)啮合，所述传动轴(23)与风扇齿轮(21)相连。
6.根据权利要求5所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，还包括液压离合器(4)，所述传动齿轮(22)与液压离合器(4)相连，所述液压离合器(4)的输入端与传动轴(23)相连。
7.根据权利要求5所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，所述传动轴(23)的外侧设有滚针轴承(5)，所述滚针轴承(5)外侧设有转轴支撑(6)，所述转轴支撑(6)设于发动机壳体上。
8.根据权利要求7所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，所述滚针轴承(5)与转轴支撑(6)的数量为不小于两个的偶数，且所述滚针轴承(5)与转轴支撑(6)以发动机壳体竖向轴线呈对称分布。
9.根据权利要求1-4项中任一项所述的一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机，其特征在于，所述传动机构(2)为电动机，所述电动机的输出端与增流机构(1)相连，所述发动机风扇外侧设有轴承，所述电动机通过轴承与发动机风扇相连。
CN202210107068.4A 2022-01-28 2022-01-28 一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机 Active CN114439644B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210107068.4A CN114439644B (zh) 2022-01-28 2022-01-28 一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210107068.4A CN114439644B (zh) 2022-01-28 2022-01-28 一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114439644A true CN114439644A (zh) 2022-05-06
CN114439644B CN114439644B (zh) 2023-03-03

Family

ID=81371882

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210107068.4A Active CN114439644B (zh) 2022-01-28 2022-01-28 一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114439644B (zh)

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4519208A (en) * 1981-09-25 1985-05-28 S.N.E.C.M.A. Propulsion engine, particularly for supersonic aircraft
US4791783A (en) * 1981-11-27 1988-12-20 General Electric Company Convertible aircraft engine
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US20080148708A1 (en) * 2006-12-20 2008-06-26 General Electric Company Turbine engine system with shafts for improved weight and vibration characteristic
EP1972774A2 (en) * 2007-03-22 2008-09-24 United Technologies Corporation Coated variable area fan nozzle, engine, and corresponding manufacturing method
US20110120082A1 (en) * 2009-11-20 2011-05-26 Rollin George Giffin Multistage tip fan
US20120131902A1 (en) * 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company Aft fan adaptive cycle engine
CN103867337A (zh) * 2012-12-11 2014-06-18 中航商用航空发动机有限责任公司 大涵道比变循环发动机
EP3073102A1 (en) * 2015-03-27 2016-09-28 United Technologies Corporation Control scheme using variable area turbine and exhaust nozzle to reduce drag
CN106988926A (zh) * 2017-05-22 2017-07-28 西北工业大学 涡轴涡扇组合循环发动机
CN108016623A (zh) * 2016-11-03 2018-05-11 波音公司 用于增强主动力装置的系统和方法
EP3450728A1 (de) * 2017-09-01 2019-03-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Strömungsmaschine mit einer planetengetriebeeinrichtung
CN111636974A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器
CN111636976A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种三涵道大推重比高效动力推进器
CN111997759A (zh) * 2020-09-24 2020-11-27 北京化工大学 富氧强化涡扇航空航天发动机
CN113236441A (zh) * 2021-04-28 2021-08-10 中国科学院工程热物理研究所 一种涡轮轴扇双模态发动机及其调节方法
CN113864082A (zh) * 2021-09-13 2021-12-31 上海新云彩航空科技有限责任公司 一种航空喷气式发动机

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4519208A (en) * 1981-09-25 1985-05-28 S.N.E.C.M.A. Propulsion engine, particularly for supersonic aircraft
US4791783A (en) * 1981-11-27 1988-12-20 General Electric Company Convertible aircraft engine
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US20080148708A1 (en) * 2006-12-20 2008-06-26 General Electric Company Turbine engine system with shafts for improved weight and vibration characteristic
EP1972774A2 (en) * 2007-03-22 2008-09-24 United Technologies Corporation Coated variable area fan nozzle, engine, and corresponding manufacturing method
US20110120082A1 (en) * 2009-11-20 2011-05-26 Rollin George Giffin Multistage tip fan
US20120131902A1 (en) * 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company Aft fan adaptive cycle engine
CN103867337A (zh) * 2012-12-11 2014-06-18 中航商用航空发动机有限责任公司 大涵道比变循环发动机
EP3073102A1 (en) * 2015-03-27 2016-09-28 United Technologies Corporation Control scheme using variable area turbine and exhaust nozzle to reduce drag
CN108016623A (zh) * 2016-11-03 2018-05-11 波音公司 用于增强主动力装置的系统和方法
CN106988926A (zh) * 2017-05-22 2017-07-28 西北工业大学 涡轴涡扇组合循环发动机
EP3450728A1 (de) * 2017-09-01 2019-03-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Strömungsmaschine mit einer planetengetriebeeinrichtung
CN111636974A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器
CN111636976A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种三涵道大推重比高效动力推进器
CN111997759A (zh) * 2020-09-24 2020-11-27 北京化工大学 富氧强化涡扇航空航天发动机
CN113236441A (zh) * 2021-04-28 2021-08-10 中国科学院工程热物理研究所 一种涡轮轴扇双模态发动机及其调节方法
CN113864082A (zh) * 2021-09-13 2021-12-31 上海新云彩航空科技有限责任公司 一种航空喷气式发动机

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
史文斌等: "自适应发动机及压缩系统构型简析", 《航空动力》 *
崔响;徐志晖;: "航空发动机尾喷管及其发展趋势" *
李刚团;黄莺;龚昊;: "大涵道比间冷回热涡扇发动机总体方案研究" *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114439644B (zh) 2023-03-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20240067348A1 (en) Hybrid Electric Hydrogen Fuel Cell Engine
CN1952368B (zh) 燃气轮机装置及其装配方法
US9297305B2 (en) Turboshaft engine with parallel shafts
US20210108573A1 (en) Gas turbine engine booster configuration and methods of operation
US3783618A (en) Aerodynamic engine system
US8192141B1 (en) Dual compression rotor
US8562284B2 (en) Propulsive fan system
US2504181A (en) Double compound independent rotor
JPH0142879B2 (zh)
CN112368207A (zh) 飞行器推进系统以及由装入飞行器机身后部的这种推进系统提供动力的飞行器
CN112173079B (zh) 电动变桨式涡轮螺旋桨发动机
CN114934857A (zh) 一种变循环涡轮发动机
US11761448B2 (en) Aircraft propulsion system
CN114439644B (zh) 一种具有热量和动量回收功能的增流航空发动机
CN209892349U (zh) 增压冲压发动机及飞行器
CN112483275B (zh) 一种推进器及飞行器
US5584174A (en) Power turbine flywheel assembly for a dual shaft turbine engine
CN112739896A (zh) 具有减速机构的涡轮喷气发动机
CN113864082B (zh) 一种航空喷气式发动机
CN213292694U (zh) 涡轮螺旋桨发动机用螺旋桨装置
CN213566440U (zh) 一种电动变桨涡轮螺旋桨发动机
CN110030113B (zh) 增压冲压发动机及飞行器
GB2379483A (en) Augmented gas turbine propulsion system
CN219654791U (zh) 一种向心涡轮驱动的单轴混排微型涡轮风扇发动机
US20240208663A1 (en) Hybrid aircraft propulsion system with remotely located electric machine

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