CN114776473B - 一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，该发动机具有三个外涵道，三个燃烧室。其中双变燃烧室位于低压涡轮前，第一外涵机匣末端与双变燃烧室外壳之间安装模式选择阀，调节模式选择阀的开闭状态可以改变联通双变燃烧室的涵道。涡扇模式下，气流经前、后风扇、核心风扇、高压压气机进行压缩，主流道与第一外涵的气体可以进入双变燃烧室，第二外涵的气体直接进入加力燃烧室；通过模式选择阀的切换，在涡喷模式下，气流只经过前、后风扇进行压缩，核心机处于风车状态，第二外涵的气体不再进入加力燃烧室，而是进入双变燃烧室，此时增压比、涵道比都大幅下降，支撑发动机实现高马赫飞行。
Description
技术领域
本发明涉及一种涡轮发动机，具体来说是一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型。
背景技术
高马赫数的航空发动机是各国航空发动机领域研究的追求目标，但目前现有航空发动机存在高马赫数飞行时，存在推力严重不足的缺陷，成为飞机跨速域飞行的瓶颈。同时发动机迎风面积限制了涵道比变化范围，使得涵道比的变化无法兼顾低速飞行时大涵道比的需求和高速飞行时小涵道比的需求。
发动机推力＝流量×单位推力，流量在高马赫数下会随马赫数的升高快速衰减，如图1所示。因此，传统提高推力扩大速域的主要途径是提高燃烧室出口温度从而提高单位推力。但由于冷气品质和当前材料耐温程度受限，且推重比的提高与燃烧室出口温度的提高成开方关系，因此仅靠提高燃烧室出口温度从而提高发动机推力存在一定局限；相反，若是能够充分释放压气机在高马赫数下的流通能力，增大在高马赫数下的空气流量，既可以增大推力，又可以降低耗油率，是一种能够高效实现跨速域长航程飞行的有效途径。
发明内容
鉴于现有变循环涡轮发动机循环参数受限，速域受限的现状，本发明提出一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，该发动机为三转子构型，具有三个外涵道、三个燃烧室，三个燃烧室的燃油流量可以单独控制。
本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，具有三个外涵道、三个燃烧室；前后风扇之间引出第三外涵。级间燃烧室位于低压涡轮前，第一外涵机匣末端与级间燃烧室外壳之间安装模式选择阀，调节模式选择阀的开闭状态改变联通级间燃烧室的涵道。
在涡扇模式下，气流经前、后风扇、核心风扇、高压压气机进行压缩，只有主流道与第一外涵的气体可以进入级间燃烧室，第二外涵的气体直接进入加力燃烧室。
通过模式选择阀的切换，在涡喷模式下，气流只经过前、后风扇进行压缩，核心机处于风车状态，第二外涵的气体不再进入加力燃烧室，而是进入级间燃烧室，此时，主燃烧室、第一外涵、第二外涵的气体都进入级间燃烧室，第二外涵本质作用上由外涵道变为内涵道。
本发明的优点在于：
1、本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，实现了多涵道、多部件变功能组合，采用三涵道变循环气动热力布局，但与传统变循环发动机不同的是：本发明的第一外涵道在涡扇模式级间燃烧室点火工作以后，其功能将由外涵道转变为内涵道，且增压比由前、后风扇、核心风扇叠加而成；第二外涵道在涡扇到涡喷模式切换后，其功能也将由外涵道转变为内涵道，增压比由前、后风扇叠加而成。通过上述多涵道、变部件的变功能组合以及各涵道流量的自适应匹配，可以实现远超传统变循环发动机的涵道比和增压比调节范围。
2、本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，通过模式切换，进一步大幅突破速域。在涡喷模式下，气体流经大尺寸的外涵，极大释放了高马赫数下的流通能力，由前、后风扇、级间燃烧室、低压涡轮构成布雷顿循环，级间燃烧室承担主功能。该构型的涡喷模式极大增大了流量和推力，高速性与经济性超过现有涡轮发动机。
附图说明
图1为本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型结构示意图。
图2为本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，主燃烧室启动，级间燃烧室关闭下的涡扇模式气流走向图；
图3为本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，主燃烧室与级间燃烧室均启动下的涡扇模式气流走向图；
图4为本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型涡喷模式气流走向图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
本发明基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，如图1所示，为三转子、三外涵结构，其压缩系统由四级构成，分别为前风扇、后风扇、核心风扇、高压压气机。其中，核心风扇连同中压涡轮与中压轴同轴相连；前风扇与后风扇两者连同低压涡轮与低压轴同轴相连；高压压气机连同高压涡轮与高压轴同轴相连；且在前风扇与后风扇之间引出第三外涵道，根据飞行马赫数不同可以控制其涵道比。
进一步还具有三个燃烧室，包括主燃烧室，高压混合室后、低压涡轮前设置的级间燃烧室以及发动机出气端的加力燃烧室。
进一步，在第一外涵道出口和高压涡轮之后增加高压混合室，在加力燃烧室前增加低压混合室。
进一步在变循环发动机的第一外涵道的机匣末端与级间燃烧室外壳之间安装模式选择阀；模式选择阀固定端与级间燃烧室外壳相连，自由端在涡扇模式下与第一外涵机匣末端相连，使得第二外涵道的气体不能进入级间燃烧室；而涡喷模式下模式选择阀的自由端与第二外涵道内壁相连，使得第二外涵道的气体可以进入级间燃烧室。通过调节模式选择阀的开闭状态，改变联通级间燃烧室的涵道，实现发动机模式的切换，具体方式为：
如图2所示，在只开启主燃烧室的涡扇模式下，模式选择阀关闭，在此状态下，后风扇出口气体分大部分流经大尺寸的第一、二外涵道；少部分气体流经内涵，保证涵道比达到4以上。第一外涵道内的气体分两路，一路经高压压气机-主燃烧室-高压涡轮后进入高压混合室；另一路经换热器进入高压混合室，两路气流在高压混合室中掺混。
在低速飞行时，为保证低油耗，采用仅开启主燃烧室的涡扇模式，此状态下经过高压压气机、主燃烧室、高压涡轮、中压涡轮的气流完成布雷顿循环；因此，增压比由前风扇、后风扇、核心风扇、高压压气机的增压比累乘，总增压比可以达到40以上。参数特征为：大涵道比，中高增压比，适中涡轮前温度。而此状态下，级间燃烧室关闭，此时流经第二外涵道的气体没有参与燃烧，不构成布雷顿循环，所以低速飞行时外涵道由第一外涵道和第二外涵道加和组成，外涵道比较大，耗油率较低。
如图3所示，在主燃烧室、级间燃烧室及加力燃烧室同时开启的涡扇模式下，模式选择阀关闭，主燃烧室温度升至最高，级间燃烧室在马赫数达1.6以上时按需补燃。由于级间燃烧室的开启，流经第一外涵的气体进入级间燃烧室燃烧后再经低压涡轮膨胀，完成了一个完整的布雷顿循环，本质上此时的第一外涵道已经成为了内涵，相当于拓展了内涵的流通面积，增大了燃气流量。另外，级间燃烧的开启对于流经核心机，经过主燃烧室的气体，相当于进行了再热循环，进一步增大了循环功。
高速飞行时，采用开启三个燃烧室的的涡扇模式下，在高压混合燃烧室掺混后的气体进入级间燃烧室进行燃烧；经换热器涵道流入高压混合室的气流温度较低，可以降低高压混合室掺混后的气流温度。由此较低温度的气体再流入级间燃烧室后可以提高加热量，提高循环功。而来自高压压气机的气体中氧气含量极少，如果直接进入级间燃烧室不利于级间燃烧室内的燃油充分燃烧，因此经第一外涵道流入的空气为级间燃烧室提供了更多氧气，有利于提高燃烧效率，将更多燃料的化学能转化为气体内能，使得进入低压涡轮的气体能有更多做功能力。因此，气体在高压混合室掺混后再进入级间燃烧室，增大了气体的含氧量，有助于在级间燃烧室的加热量。随后经高压混合室混合后的气体进入低压涡轮；同时进入第二涵道的气流与前述流出低压涡轮的气体一同进入低压混合室再次掺混，掺混后的气体进入加力燃烧室，最后由尾喷管排出。
由此流经第二涵道的气体事实上参与了一个布雷顿循环，因此此时的第一涵道本质上已经从外涵道的一部分变为了内涵道的一部分，外涵道只剩第二涵道，涵道比大幅减小，适应了高速飞行小涵道比的需求。因此在该构型下，通过改变级间燃烧室的开闭，可以大幅度增加涵道比的调节范围。由于低压涡轮前气流在级间燃烧室内进行燃烧，可大幅提高低压涡轮的做功能力；且由于风扇由低压涡轮直接驱动，因此，从发动机总体角度出发，级间燃烧室的设置使得风扇的做功能力增强，特别是在高马赫数情况下，风扇可以吸入更多质量的气体，大幅度提高空气流量，解决现有航空发动机空气流量在高马赫数下随马赫数升高大幅衰减的问题，从而进一步扩大了航空发动机的速域，使得该原理构型的发动机在理论上能够实现3.5Ma的飞行。
另一种模式为涡喷模式，如图4所示，开启模式选择阀，主燃烧室由开启变为关闭状态，保持级间燃烧室与加力燃烧室开启；核心风扇与高压压气机工作于风车状态。在涡喷模式下，气流只经过前、后风扇进行压缩，核心机处于风车状态，第二外涵的气体不再进入加力燃烧室，而是进入级间燃烧室，此时，主燃烧室、第一外涵、第二外涵的气体都进入级间燃烧室，第二外涵本质作用上由外涵道变为内涵道。第三外涵道放气量增加，大部分气流流经第二外涵道。流经第二外涵的气体经过了风扇的压缩、级间燃烧室的燃烧、低压涡轮的膨胀完成了一个完整的布雷顿循环，因此此时第二外涵道本质上已经成为了内涵，用于产生循环功。动力循环总增压比等于风扇增压比，增压比大幅度减少。第二外涵道较大的流通面积与级间燃烧室出口温度可以提供较大的循环功支撑5Ma的超巡飞行。
上述模式切换在高空高速状态进行。由涡扇模式(三个燃烧室均开启)向涡喷模式切换时先关闭级间燃烧室再关闭主燃烧室将发动机熄火，之后开启模式选择阀的调节，调节完成后开启级间燃烧室进行风车启动，进入涡喷状态。由涡喷向涡扇模式切换时先关闭级间燃烧室，之后开启模式选择阀的调节，调节完成后先开启主燃烧室，然后开启级间燃烧室。在上述切换过程中，加力燃烧室始终保持开启。
Claims (6)
1.一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，其特征在于：具有三个外涵道、三个燃烧室；前后风扇之间引出第三外涵；级间燃烧室位于低压涡轮前，第一外涵机匣末端与级间燃烧室外壳之间安装模式选择阀，调节模式选择阀的开闭状态改变联通级间燃烧室的涵道；在涡扇模式下，气流经前、后风扇、核心风扇、高压压气机进行压缩，只有主流道与第一外涵的气体可以进入级间燃烧室，第二外涵的气体直接进入加力燃烧室；通过模式选择阀的切换，在涡喷模式下，气流只经过前、后风扇进行压缩，核心机处于风车状态，第二外涵的气体不再进入加力燃烧室，而是进入级间燃烧室，此时，主燃烧室、第一外涵、第二外涵的气体都进入级间燃烧室，第二外涵本质作用上由外涵道变为内涵道。
2.如权利要求1所述一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，其特征在于：模式选择阀固定端为与级间燃烧室外壳相连的一端，自由端在涡扇模式下与第一外涵机匣末端相连，使得第二外涵的气体不能进入级间燃烧室；而涡喷模式下自由端与第二外涵道内壁相连，使得第二外涵的气体能够进入级间燃烧室。
3.如权利要求1所述一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，其特征在于：由涡扇模式切换到涡喷模式后，主燃烧室由开启变为关闭状态，核心机处于风车状态，流经第二外涵道的气体占据大部分，与第一外涵的气体一同进入级间燃烧室和低压涡轮，完成布雷顿循环。
4.如权利要求1所述一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，其特征在于：涡扇模式下第三外涵的气体与第二外涵的气体掺混后进入加力燃烧室，而在涡喷模式下，第三外涵的气体单独进入加力燃烧室。
5.如权利要求1所述一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，其特征在于：采用三转子结构，核心风扇连同中压涡轮与中压轴同轴相连；前风扇与后风扇两者连同低压涡轮与低压轴同轴相连；高压压气机连同高压涡轮与高压轴同轴相连。
6.如权利要求1所述一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，其特征在于：由涡扇向涡喷模式切换时先关闭级间燃烧室再关闭主燃烧室将发动机熄火，之后开启模式选择阀的调节，调节完成后开启级间燃烧室进行风车启动，进入涡喷状态；由涡喷向涡扇模式切换时先关闭级间燃烧室，之后开启模式选择阀的调节，调节完成后先开启主燃烧室，然后开启级间燃烧室。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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