CN114718727A - 用于航空动力领域的涡扇发动机核心机 - Google Patents
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Abstract
本发明属于发动机技术领域，提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，其包括：静置的主轴(12)、旋转机匣(09)、中置燃烧室(07)和涡燃一体的高压涡轮(08)。采用本发明提供的航空动力领域的涡扇发动机核心机，与现役航空发动机的工作机制迥然不同，动力传送由轴输出变为机匣输出，结构重量得以轻量化。此外，中置燃烧室提供的稳定的亚声速燃烧与收敛式气道的超声速气流混合形成的高温高速燃流，为实现超燃或旋转爆震提供了条件，达到用提高涡轮前速度取代用提高涡轮前温度驱动高压涡轮的目的。在此基础上，三燃烧室的构型也提高了发动机的整机推重比。
Description
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机。
背景技术
涡轮喷气式发动机是广泛应用于航空领域的动力装置。
迄今为止，国内外的所有航空喷气发动机均由风扇、压气机、燃烧室和高压涡轮等几大部件组成。但工作的方式，均为动力的输出是在燃气作用下，靠燃气涡轮联动主轴上的压气机进行工作的来产生推力，而提高发动机工作效率的主要方法，就是千方百计提高涡轮前温度。然而涡轮前的温度严重受制于涡轮材料的耐高温水平，所以各国研制航空发动机相互拼搏的就是涡轮材料的耐高温材料和制备工艺水平。
发明内容
本发明实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，以使得涡扇发动机核心机的重量得以轻量化，并且降低航空发动机的制造成本。
本发明实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，包括：静置的主轴、旋转机匣、中置燃烧室和涡燃一体的高压涡轮。
可选地，所述主轴位于所述涡扇发动机核心机的中央，并且自所述涡扇发动机核心机的进气端向后由细到粗呈阶梯状。
可选地，所述旋转机匣置于所述主轴的外围，所述主轴上还固定安装有气流分流器，所述气流分流器将所述旋转机匣分隔为其与所述涡扇发动机核心机的进气端之间的压气机段和其与所述高压涡轮之间的加速器段。
可选地，所述压气机段由多级安装有转子叶片的单体机匣串列而成，所述加速器段由数级装有转子叶片的单体机匣串列而成；压气机段与加速器段共同组成旋转机匣，
在所述主轴上固定安装有与所述旋转机匣内的转子一一对应设置的静子，并且所述加速器段内的转子与静子叶片的后缘呈收敛型的结构。
可选地，所述用于航空动力领域的涡扇发动机核心机还包括：收敛式气道，其中，所述收敛式气道的一侧与所述旋转机匣连接，所述收敛式气道的另一侧与所述高压涡轮连接；所述中置燃烧室的高温燃气出口与所述收敛式气道的出口和所述高压涡轮的超燃/爆震室的入口相对应。
可选地，所述中置燃烧室设置在所述主轴内，根据所述涡扇发动机核心机应用的机型不同，所述中置燃烧室的构型可为单筒结构、多筒结构或环型结构。
可选地，所述高压涡轮中部的尾锥是向内凹陷的内陷式尾锥，所述高压涡轮还设置有超燃/爆震室；所述高压涡轮是用3D打印技术，将所述超燃/爆震室、高压涡轮和所述内陷式尾锥三合一的整体结构。
可选地，根据所述涡扇发动机核心机应用的机型不同，所述内陷式尾锥可以是封闭的，也可以是开口的；当采用环型的中置燃烧室时，所述内陷式尾锥的中央为开口状，并且由所述环型的中置燃烧室的中部向所述内陷式尾锥的开口延伸出一根蒸发式燃油管。
可选地，所述高压涡轮的叶片是中空结构，冷却空气从所述中空结构中间经过，最终汇聚于所述内陷式尾锥内。
本发明实施例提供的涡轮风扇发动机核心机具有以下突出的有益效果：
1、与现役航空发动机的工作机制迥然不同，通过设置静止不动的主轴，从而形成了中置的燃烧室、涡燃一体的高压涡轮和旋转机匣这一特殊的结构，将动力传送由轴输出变为机匣输出，使得结构重量得以轻量化。
2、将传统航空发动机追求涡轮前温度，改为追求涡轮前速度。也就是在高压涡轮材料允许的范围内，通过提高涡轮前燃气速度的方式，达到提高涡轮前燃气温度的同等功效。
3、通过引入超燃或爆震技术，在高压涡轮的爆燃室内实现用高超声速燃流来驱动涡轮，摆脱发动机效率受困于高压涡轮对高温材料依赖的局面，达到降低航发成本的目的。
4、根据前述特殊构型的三燃烧室结构，可利用其第三燃烧室来提高发动机的推重比。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的外部结构示意图。
图2为本发明实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的剖视图。
图3为图1中涡扇发动机核心机上涡燃一体的高压涡轮的剖视图。
图4为本发明实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的气体流向示意图。
附图标记说明：
01-轴承， 02-风扇， 03-压气机段，
04-气流分流器， 05-加速器段， 06-收敛式气道，
07-中置燃烧室， 08-高压涡轮， 09-旋转机匣，
10-静子， 11-转子， 12-主轴
13-超燃/爆震室， 14-内陷式尾锥。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更容易理解本发明实施例提供的技术方案，下面结合附图和附图中各个构件的原理展开说明。
<总体结构>
图1为本实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的外部结构示意图，图2为本发明实施例提供的一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的剖视图。
如图1、图2所示，本实施例提供一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，其包括：静置的主轴12、旋转机匣09、中置燃烧室07和涡燃一体的高压涡轮08。
采用本发明实施例提供的航空动力领域的涡扇发动机核心机，与现役航空发动机的工作机制迥然不同，通过设置静止不动的主轴，从而形成了中置的燃烧室、涡燃一体的高压涡轮和旋转机匣这一特殊的结构，将动力传送由轴输出变为机匣输出，使得结构重量得以轻量化。
下面结合涡扇发动机核心机各组成部件的功用及气动原理进一步展开说明。
<静置的主轴12>
主轴12位于涡扇发动机核心机的中央，是整台发动机核心机最大的结构件，并且自涡扇发动机核心机的进气端向后由细到粗呈阶梯状，主轴12通过与飞行器固定连接而保持自身的静止状态。
中置燃烧室07设置于主轴12内。此外，主轴12内还可设置有发动机所需的其他部件，如电路、油路、传感器、喷油嘴及旋流器等。
在主轴12的表面，安装有静子10、气流分流器04、二组轴承01和涡扇发动机核心机进气端的风扇02。
二套轴承01的前轴承01与风扇02相连接，其后轴承01与加速器段05(见下文)中的任一节转子(11)叶片相连接。
<旋转机匣09>
旋转机匣09是发动机核心机的主要运动部件之一。如图2所示，旋转机匣09置于主轴12的外围，可围绕主轴12旋转。气流分流器04将旋转机匣09分隔其与所述涡扇发动机核心机的进气端(风扇02)之间的压气机段03和其与所述高压涡轮08之间的加速器段05。流经所述压气机段03的高压空气被所述气流分流器04以预定的比例分流至所述加速器段以提升气流速度，和中置燃烧室07以参与燃烧。
压气机段03是由多级带转子(11)叶片的单体机匣串联而成，加速器段05是由数级带转子(11)叶片的单体机匣串联而成。压气机段03与加速器段05共同组成旋转机匣09。
固定安装在主轴12上的静子10与所述旋转机匣09内的转子(11)叶片一一对应。由压气机段03内的转子(11)叶片和与之对应的主轴12上的静子10叶片的后缘呈扩张型；加速器段05内的转子(11)叶片和与之对应的主轴12上的静子10叶片的后缘呈收敛式结构，其作用是使来自压气机段03的高压气流加速，并在加速器段05尾端出口时使气流达到临界音速。
加速器段05末端的静子10叶片设置成一定的角度，使从其流出(流入收敛式气道06，见下文)的气流变成旋流。
旋转机匣09的前端与风扇02连接，并通过加速器段05中某一节转子(11)叶片上的轴承围绕主轴12旋转。
<中置燃烧室07>
中置燃烧室07优选地设置于主轴12内粗的部分，其燃气出口对应高压涡轮08的爆燃室13入口。根据本发明的可选实施方式，设置在主轴12内的中置燃烧室07根据涡扇发动机核心机应用的机型不同，可构造为单筒结构、多筒结构或环型结构等。图2示出了单筒式中置燃烧室07的结构。
<收敛式气道06>
根据本发明的示例性实施例，该涡扇发动机核心机还包括连接在旋转机匣09和高压涡轮08之间的收敛式气道06。
具体地，如图2所示，收敛式气道06呈漏斗状，其一端(前端)与旋转机匣09连接，其另一端(后端)与高压涡轮08连接，其出口正好置于中置燃烧室07与超燃/爆震室13之间。中置燃烧室07的高温燃气出口和收敛式气道06的出口与高压涡轮08的超燃/爆震室13(见下文)的入口相对应。加速器段05流出的等声速旋流经收敛式气道06进一步提速，与中置燃烧室07的高温燃气渗混后进入超燃/爆震室13。
根据机型不同，收敛式气道06的出口可以是亚音速出口，也可以是超音速出口。当启用超音速出口时，喷口的后端可以形成激波和澎胀波，为实现爆震开创条件，达到用提高涡轮前速度取代用提高涡轮前温度驱动高压涡轮的目的。
<高压涡轮08>
如图3所示，本实施例提供的涡扇发动机核心机中的高压涡轮08为用3D打印技术制造的涡燃一体的构型，其造型根据机型各有所差异，但其主要结构包括：超燃/爆震室13、高压涡轮08和向内凹陷的内陷式尾锥14。
进入到超燃/爆震室13内的超声速高温旋流的后部呈负压状态。
超燃/爆震室13是利用超燃或爆震技术效应，使经收敛式气道06的超声速旋流在与中置燃烧室07的高温燃气掺混后，进一步提升燃流的速度，使之达到高超声速状态，以最大化地提高涡轮前速度，提升涡轮的工作效率。通过引入超燃或爆震技术，在高压涡轮08的爆燃室内实现用高超声速燃流来驱动涡轮，摆脱发动机效率受困于高压涡轮对高温材料依赖的局面，达到降低航空发动机成本的目的。
高压涡轮08为冲击加反力式构型。
为冷却的需要，高压涡轮08的叶片是中空结构，冷却空气经中空叶片给其降温后汇聚于内陷式的尾锥14内。
根据所述涡扇发动机核心机应用的机型不同，内陷式尾锥14可以是封闭的，也可以是开口的。当采用环型的中置燃烧室07时，内陷式尾锥14的中央为开口状，并且由环型的中置燃烧室07的中部向内陷式尾锥14的开口延伸出一根蒸发式燃油管。
内陷式尾锥14这一向内凹陷的特殊造型的作用在于，一是汇集高压涡轮08的中空叶片泄出的冷却空气，降低尾喷管内的涡流阻力；二是当需要利用这一内陷式尾锥14做加力燃烧室时，在内陷式尾锥14的中央开口，使从中置燃烧室07伸出的蒸发式燃油管延伸至此，再利用这一内窝和汇集于此的高含氧冷却空气，与蒸发式燃油管喷出的燃油混合燃烧形成发动机的加力燃烧室。
<气动原理>
如图1～4所示，本实施例提供的用于航空动力领域的涡扇发动机核心机的气动工作流程如下：
压气机段03产生的高压气，少部分经气流分流器04进入到中置燃烧室07参与燃烧，形成高温燃流；大部分进入加速器段05提速，在加速器段05的出口达到等声速并按一定的倾角流出，再经收敛式气道06提速后形成超声速旋流；此旋流与中置燃烧室07的高温燃流混合，在进入爆燃室13的同时注入炭氢燃料实现超燃或爆震，利用超燃或爆震形成的高超声速燃流驱动高压涡轮08作功，并向后喷出燃气产生推力。
本发明实施例提供的涡轮风扇发动机核心机这一构型的气动过程，是将传统航空发动机追求涡轮前温度，改为追求涡轮前速度。也就是在高压涡轮材料允许的范围内，通过提高涡轮前燃气速度的方式，达到提高涡轮前燃气温度的同等功效。
从气动原理上说，本实施例提供的上述技术方案，实际构成了三燃烧室结构。
中置燃烧室07作为第一燃烧室，是在亚声速条件下于主燃区实现稳定的富油燃烧，为超燃或爆震提供可靠的能量来源，其燃烧中未经蒸发、裂解的部分与收敛式气道06的超声速旋流相渗混，有利于实现定温燃烧，提高循环功，达到超燃的目的。为超燃或爆震提供可靠的能量来源。
同时，收敛式气道06的出口做成超声速喷口，使旋流形成正激波或斜激波并生成膨胀波；激波与膨胀波生成的过程恰是与中置燃烧室07的高温燃流相互渗混实现定温燃烧的过程，在此过程中利用膨胀波实现旋转爆震，或此时注入一定的碳氢燃料，再利用膨胀波形成旋转爆震。高压涡轮的爆燃室13是此款航空发动机的第二燃烧室，这是本实施例提供这一特殊气动结构实现超燃或爆震的构想。
因为高压涡轮08的内陷式尾锥14，处于发动机的尾喷管内，而且还有大量的经中空的涡轮叶片汇集于其中的新鲜空气，利用这一特殊的条件组织燃烧，并且是从巡航到加力状态的全过程燃烧，所以实际是构成了此款航空发动机的第三燃烧室。
三燃烧室的结构可大幅提升航空发动机的推力，特别是对微小型航空发动机，由于不能设置加力燃烧室，此结构具有非常重要的意义。
<有益效果>
综上，本发明实施例提供的涡轮风扇发动机核心机具有以下突出的有益效果：
1、与现役航空发动机的工作机制迥然不同，通过设置静止不动的主轴，从而形成了中置的燃烧室、涡燃一体的高压涡轮和旋转机匣这一特殊的结构，将动力传送由轴输出变为机匣输出，使得结构重量得以轻量化。
2、将传统航空发动机追求涡轮前温度，改为追求涡轮前速度。也就是在高压涡轮材料允许的范围内，通过提高涡轮前燃气速度的方式，达到提高涡轮前燃气温度的同等功效。
3、通过引入超燃或爆震技术，在高压涡轮的爆燃室内实现用高超声速燃流来驱动涡轮，摆脱发动机效率受困于高压涡轮对高温材料依赖的局面，达到降低航发成本的目的。
4、根据前述特殊构型的三燃烧室结构，可利用其第三燃烧室来提高发动机的推重比。
另外，通过本实施例提供的涡扇发动机核心机的技术路径，可衍生出多种型号的动力装置。
需要说明的是，上述实施例提供的具体实现方式和结构，仅仅是优选的实施方式，本发明保护的技术方案不限于上述实施例中附图的结构和相应的描述。
另外，本实施例除了提供上述涡扇发动机核心机之外，还提供一种飞行器，该飞行器上设置有一个或者多个上述涡扇发动机核心机。当然本实施例提供的涡扇发动机核心机除了应用在例如飞机、导弹等飞行器上，在其他有类似需求的动力机械设备中，也可以使用上述技术方案提供的涡扇发动机核心机。
以上，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种用于航空动力领域的涡扇发动机核心机，其特征在于，包括：
静置的主轴(12)、旋转机匣(09)、中置燃烧室(07)和涡燃一体的高压涡轮(08)。
2.根据权利要求1所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述主轴(12)位于所述涡扇发动机核心机的中央，并且自所述涡扇发动机核心机的进气端向后由细到粗呈阶梯状。
3.根据权利要求1所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述旋转机匣(09)置于所述主轴(12)的外围，所述主轴(12)上还固定安装有气流分流器(04)，所述气流分流器(04)将所述旋转机匣(09)分隔为其与所述涡扇发动机核心机的进气端之间的压气机段(03)和其与所述高压涡轮(08)之间的加速器段(05)。
4.根据权利要求3所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述压气机段(03)由多级安装有转子(11)叶片的单体机匣串列而成，所述加速器段(05)由数级装有转子(11)叶片的单体机匣串列而成；压气机段与加速器段共同组成所述旋转机匣(09)，
在所述主轴(12)上固定安装有与所述旋转机匣(09)内的转子(11)一一对应设置的静子(10)，并且所述加速器段(05)内的转子(11)与静子(10)叶片的后缘呈收敛型的结构。
5.根据权利要求3或权利要求4所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，还包括：收敛式气道(06)，
其中，所述收敛式气道(06)的一侧与所述旋转机匣(09)连接，所述收敛式气道(06)的另一侧与所述高压涡轮(08)连接；所述中置燃烧室(07)的高温燃气出口与所述收敛式气道(06)的出口和所述高压涡轮(08)的超燃/爆震室(13)的入口相对应。
6.根据权利要求1所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述中置燃烧室(07)设置在所述主轴(12)内，根据所述涡扇发动机核心机应用的机型不同，所述中置燃烧室(07)的构型可为单筒结构、多筒结构或环型结构。
7.根据权利要求1～4中任一项所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述高压涡轮(08)中部的尾锥是向内凹陷的内陷式尾锥(14)，所述高压涡轮(08)还设置有超燃/爆震室(13)；所述高压涡轮(08)是用3D打印技术，将所述超燃/爆震室(13)、高压涡轮(08)和所述内陷式尾锥(14)三合一的整体结构。
8.根据权利要求7所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，根据所述涡扇发动机核心机应用的机型不同，所述内陷式尾锥(14)可以是封闭的，也可以是开口的；当采用环型的中置燃烧室(07)时，所述内陷式尾锥(14)的中央为开口状，并且由所述环型的中置燃烧室(07)的中部向所述内陷式尾锥(14)的开口延伸出一根蒸发式燃油管。
9.根据权利要求7所述的涡扇发动机核心机，其特征在于，所述高压涡轮(14)的叶片是中空结构，冷却空气从所述中空结构中间经过，最终汇聚于所述内陷式尾锥(14)内。
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