CN114856856B - 一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，发动机风扇分成前风扇和后风扇，前风扇分为第一级风扇和第二级风扇，均位于低压涡轮轴上，后风扇分为核心机驱动风扇与高压压气机，并均位于高压涡轮轴上。经第一级风扇增压后的气流分别进入外涵道、内涵道，进入内涵道的气流进入第二级风扇。第二级风扇亦有两个气流出口，分别为第一气流通道以及内涵道，内涵道中的气流进入后风扇的核心机驱动风扇。核心机驱动风扇亦有两个气流出口，分别为第二气流通道以及内涵道，内涵道中的气流进入高压压气机。发动机在不同任务需求下，通过第一、二模式选择阀门分别调节第一、二气流通道，实现发动机总涵道比调节，改变发动机变循环推力。

Description

一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机

技术领域

本发明属于飞行器动力设计领域，涉及一种高升限低油耗长航时飞行器动力系统，尤其是一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机。

背景技术

变循环发动机(Variable Cycle Engine，VCE)，广义上来讲就是发动机的工作循环随着工作状况不同会发生改变的发动机。但是随着研究的不断进行，出现了涡轮喷气发动机与涡轮风扇发动机组合的变循环发动机、燃气涡轮发动机(或者火箭发动机)与冲压发动机组合的变循环发动机以及变循环ATR发动机三种不同的变循环发动机类型。目前，后两者由于独立形成了研究体系，因此通常称之为组合循环(combined cycle)发动机。而变循环发动机的概念也就特指可以通过改变发动机部件几何形状来改变发动机工作循环(涵道比)的发动机类型。

目前，常见的以涡轮基为基础发展的变循环发动机为双外涵变循环发动机，实现了涵道比0.3～1.5的变化范围，降低了特定工作模式下的发动机耗油率，提高了发动机推力，改善了飞机性能，满足的有人超声速巡航飞行平台宽广的飞行包线等要求。但是，针对无人飞行平台对高空长航时发动机升限≮15000m、耗油率≯0.60kg/DaN/h、续航时间≮40h的需求，传统布局中等涵道比小型涡扇发动机受高空低雷诺数影响等已经满足不了，中国发明专利申请CN202110937625.0公开了一种带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机，虽然一定程度上可以解决上述问题，但是该专利的实现需要将前面第二级风扇的"Flade"(Fan+Blade)级延伸出第一外涵道，且需要设置单独可调静子，而"Flade"风扇需要单独突破密封问题、强度问题等，因而迫切需要一种新的布局形式的发动机。

发明内容

(一)本发明解决的技术问题：

针对传统布局中等涵道比小型涡扇发动机受高空低雷诺数影响等因素已经满足不了无人飞行平台对高空长航时发动机升限≮15000m、耗油率≯0.60kg/DaN/h、续航时间≮40h的需求，本发明提出了一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，具有三个外涵道(第一、二、三涵道)，可通过布置的两个模式选择活门、核心机驱动风扇可调导叶、后可变面积涵道引射器面积的匹配调节，实现最大限度的变涵道比(涵道比的定义为第一外涵道、第二外涵道以及第三外涵道的物理流量之和与内涵物理流量之比)，能实现涵道比5.4～6.8的变化，高空高速(Ma0.7～0.9)飞行时采用较小的涵道比(5.4～6.0)，高空低速(Ma0.4～0.7)飞行时采用较大的涵道比(6.0～6.8)，能满足无人飞行平台对高空长航时发动机升限≮15000m、耗油率≯0.60kg/DaN/h、续航时间≮40h的需求。

(二)为实现其技术目的，本发明采用的解决技术方案为：

一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，包括同心布置并基本沿轴线延伸的外涵道、中涵道、内涵道，所述内涵道中布置有涡轮发动机核心机，所述涡轮发动机核心机包括核心机驱动风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，所述高压涡轮通过高压涡轮轴驱动连接所述核心机驱动风扇、高压压气机，所述低压涡轮的气流出口处设置有后可变面积涵道引射器，所述外涵道、中涵道在轴向上延伸至所述后可变面积涵道引射器的下游，且所述外涵道、中涵道的出口端均设置有尾喷管，所述核心机驱动风扇的上游机匣处设置一连通所述内涵道与中涵道的第一气流通道，且所述第一气流通道形成为所述中涵道的进气道，并在所述第一气流通道的进口处设置一第一模式选择活门，所述核心机驱动风扇与高压压气机之间的机匣上设置一连通所述内涵道与中涵道的第二气流通道，且在所述第二气流通道的进口处设置一第二模式选择活门，其特征在于，

所述外涵道的进气口上游外侧设置一第一级风扇，所述内涵道的进气段内设置一第二级风扇，所述第一级风扇、第二级风扇均通过低压涡轮轴与所述低压涡轮传动连接，所述第一级风扇与第二级风扇形成为所述变循环发动机的前风扇，所述核心机驱动风扇与高压压气机形成为所述变循环发动机的后风扇，

经所述第一级风扇增压后的气流一部分进入所述外涵道的进气口，另一部分进入所述内涵道的进气口而由所述第二级风扇继续增压；

所述第一气流通道在轴向上位于所述第二级风扇与核心机驱动风扇之间的机匣上，当所述第一模式选择活门处于打开状态时，经所述第二级风扇增压后的气流一部分经所述第一气流通道进入所述中涵道内，另一部分气流继续在所述内涵道内流动；

当所述第二模式选择活门处于打开状态时，经所述核心机驱动风扇增压后的气流一部分经所述第二气流通道进入所述中涵道内，另一部分气流继续在所述内涵道内流动。

本发明提出的一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机与常规传统小涵道比涡扇发动机在结构上的基本区别在于将所述变循环发动机的风扇分成前风扇和后风扇两个部分，前风扇分为第一级风扇和第二级风扇，均位于低压涡轮轴上，后风扇分为核心机驱动风扇与高压压气机，并均位于高压涡轮轴上。经第一级风扇增压后的气流分别进入外涵道、内涵道，进入内涵道的气流由第二级风扇继续增压。第二级风扇亦有两个气流出口，分别为第一气流通道以及内涵道，内涵道中的气流进入后风扇的核心机驱动风扇中继续增压。核心机驱动风扇亦有两个气流出口，分别为第二气流通道以及内涵道，内涵道中的气流进入高压压气机。发动机在不同的任务需求模态下，可以通过第一、二模式选择阀门分别调大或者调小第一、二气流通道，实现发动机的总涵道比调节，控制各涵道的空气流量，以减小或者增大发动机涵道比，提高或者降低发动机变循环推力，以便使飞行平台根据任务需求，在宽广的飞行包线范围内，使发动机以最佳经济模式工作，达到高空高速飞行或者高空长航时飞行的目的。

优选地，所述核心机驱动风扇前设有核心机驱动风扇可调导叶F，以提高核心机驱动风扇的流量调节范围，增加稳定工作裕度，同时提高其抗低雷诺数能力，提高发动机的稳定工作升限，使其能在≮15000m以上的高空稳定工作；所述核心机驱动风扇由高压涡轮驱动的结构安排，更有利于充分利用高压涡轮在高转速下的做功能力，避免由低压涡轮驱动造成的低压涡轮级数的增加，导致发动机整机质量增加，推重比降低。

优选地，所述低压涡轮前设有低压涡轮导向器，所述低压涡轮导向器的面积采用可调节模式，以匹配适应发动机处于高速或者低速模式下发动机进气空气流量的大幅变化引起的前风扇的气动载荷变化。

优选地，所述核心机后可变面积涵道引射器，用于控制进入所述第一、二气流通道的空气流量，并调节外涵道气流和核心机气流两股气流的总压差别以避免出现过大的掺混损失。除此之外，后可变面积涵道引射器还起到了简化喷管结构、独立控制高压和低压转子转速的作用。

优选地，所述后可变面积涵道引射器通过与第一、二模式选择阀门、核心机驱动风扇可调导叶F的相互匹配，以调节发动机的总涵道比。与此同时，低压涡轮导向器的面积采用可调节模式，以匹配发动机处于高速或者低速模式下发动机进气空气流量的大幅变化引起的前风扇和的气动载荷变化。

(三)本发明与现有技术相比所具有的优点：

1)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机与带Flade风扇的三涵道自适应循环发动机布局相比，前面第二级风扇不需要"Flade"(Fan+Blade)级延伸出第一外涵道，取消了其单独可调静子，不需要单独突破"Flade"风扇的密封问题、强度问题等。

2)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，其优点在于，它能够通过核心机驱动风扇可调导叶F独立地改变进入核心机驱动风扇和核心机内涵的空气流量以及压比，实现更大幅度的变循环。

3)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，其优点在于，高空高亚音速工作时，过多的空气流会直接流入到外涵道B，不会因无法通过发动机而出现进气道溢流，产生过大溢流阻力，从而改善发动机的安装性能。

4)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，其优点在于，采用了4种可调几何机构匹配调节控制(模式转换阀门、核心机驱动风扇可调导叶、可变面积低压涡轮导向器、后可变面积涵道引射器)，使发动机性能自适应高空长航时飞行任务对发动机的性能要求，以获得全包线性能优化。

5)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，可以认为具有三个外涵道(外涵道及第一、二气流通道)，可通过布置的两个模式选择活门、核心机驱动风扇可调导叶、后可变面积涵道引射器面积的匹配调节，实现最大限度的变涵道比(涵道比的定义为外涵道及第一、二气流通道的流量之和与内涵流量之比)，能实现涵道比5.4～6.8的变化，能满足无人飞行平台对高空长航时发动机升限≮15000m、耗油率≯0.60kg/DaN/h、续航时间≮40h的需求。

6)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，在发动机的核心机驱动风扇前，增加了核心机驱动风扇可调导叶，以提高核心机驱动风扇的流量、压比调节范围，增加了其稳定工作裕度，同时提高其抗低雷诺数能力，提高发动机的稳定工作升限，使其能在≮15000m以上的高空稳定工作。

7)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，其低压涡轮导向器的面积采用可调节模式，能更下限度的匹配适应发动机处于高速或者低速模式下发动机进气空气流量的大幅变化引起的前风扇和C的气动载荷变化。

8)本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，研制出的中等涵道比变循环发动机能适用于高空长航时无人侦察机、通信中继、气象无人机、搜救无人机等飞行平台的动力装置。

附图说明

图1为本发明的一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机布局简图。

附图标记说明：

第一级风扇A，外涵道B，第二级风扇C，模式选择活门D，第一气流通道E，核心机驱动风扇可调导叶F，核心机驱动风扇G，模式选择活门H，第二气流通道I，高压压气机J，燃烧室K，高压涡轮L，可调面积低压涡轮导向器M，低压涡轮N以及后可变面积涵道引射器O和尾喷管P。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

如图1所示，本发明的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，包括同心布置并基本沿轴线延伸的外涵道B、中涵道、内涵道，内涵道中布置有涡轮发动机核心机，涡轮发动机核心机包括核心机驱动风扇G、高压压气机J、燃烧室K、高压涡轮L、低压涡轮N，高压涡轮L通过高压涡轮轴驱动连接核心机驱动风扇G、高压压气机J，低压涡轮N的气流出口处设置有后可变面积涵道引射器O，外涵道B、中涵道在轴向上延伸至后可变面积涵道引射器O的下游，且外涵道B、中涵道的出口端均设置有尾喷管P，核心机驱动风扇G的上游机匣处设置一连通内涵道与中涵道的第一气流通道E，且第一气流通道E形成为中涵道的进气道，并在第一气流通道E的进口处设置一第一模式选择活门D，核心机驱动风扇G与高压压气机J之间的机匣上设置一连通内涵道与中涵道的第二气流通道I，且在第二气流通道I的进口处设置一第二模式选择活门H。

外涵道B的进气口上游外侧设置一第一级风扇A，内涵道的进气段内设置一第二级风扇C，第一级风扇A、第二级风扇C均通过低压涡轮轴与低压涡轮N传动连接，第一级风扇A与第二级风扇C形成为变循环发动机的前风扇，核心机驱动风扇G与高压压气机J形成为变循环发动机的后风扇。

经第一级风扇A增压后的气流一部分进入外涵道B的进气口，另一部分进入内涵道的进气口而由第二级风扇C继续增压；第一气流通道E在轴向上位于第二级风扇C与核心机驱动风扇G之间的机匣上，当第一模式选择活门D处于打开状态时，经第二级风扇C增压后的气流一部分经第一气流通道E进入中涵道内，另一部分气流继续在内涵道内流动；当第二模式选择活门H处于打开状态时，经核心机驱动风扇G增压后的气流一部分经第二气流通道I进入中涵道内，另一部分气流继续在内涵道内流动。

本发明提出的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，当发动机在不同的任务需求模态下，可以通过第一、二模式选择阀门D、H分别调大或者调小第一、二气流通道E、I，实现发动机的总涵道比调节，控制各涵道的空气流量，以减小或者增大发动机涵道比，提高或者降低发动机变循环推力，以便使飞行平台根据任务需求，在宽广的飞行包线范围内，使发动机以最佳经济模式工作，达到高空高速飞行或者高空长航时飞行的目的。

本发明提出的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机中，核心机驱动风扇G前设有核心机驱动风扇可调导叶F，以提高核心机驱动风扇的流量调节范围，增加稳定工作裕度，同时提高其抗低雷诺数能力，提高发动机的稳定工作升限，使其能在≮15000m以上的高空稳定工作；核心机驱动风扇G由高压涡轮L驱动的结构安排，更有利于充分利用高压涡轮在高转速下的做功能力，避免由低压涡轮N驱动造成的低压涡轮级数的增加，导致发动机整机质量增加，推重比降低。

本发明提出的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机中，低压涡轮N前设有低压涡轮导向器M，低压涡轮导向器M的面积采用可调节模式，以匹配适应发动机处于高速或者低速模式下发动机进气空气流量的大幅变化引起的前风扇的气动载荷变化。

本发明提出的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机中，核心机后可变面积涵道引射器O，用于控制进入第一、二气流通道E、I的空气流量，并调节外涵道气流和核心机气流两股气流的总压差别以避免出现过大的掺混损失。除此之外，后可变面积涵道引射器还起到了简化喷管结构、独立控制高压和低压转子转速的作用。

本发明提出的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机中，后可变面积涵道引射器O通过与第一、二模式选择阀门D、H、核心机驱动风扇可调导叶F的相互匹配，以调节发动机的总涵道比。与此同时，低压涡轮导向器M的面积采用可调节模式，以匹配发动机处于高速或者低速模式下发动机进气空气流量的大幅变化引起的前风扇A和C的气动载荷变化。

通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。该领域的技术人员可以理解本发明包括但不限于附图和以上具体实施方式中描述的内容。虽然本发明已就目前认为最为实用且优选的实施例进行说明，但应知道，本发明并不限于所公开的实施例，任何不偏离本发明的功能和结构原理的修改都将包括在权利要求书的范围中。

本发明未详细阐述部分属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，包括同心布置并基本沿轴线延伸的外涵道、中涵道、内涵道，所述内涵道中布置有涡轮发动机核心机，所述涡轮发动机核心机包括核心机驱动风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮，所述高压涡轮通过高压涡轮轴驱动连接所述核心机驱动风扇、高压压气机，所述低压涡轮的气流出口处设置有后可变面积涵道引射器，所述外涵道、中涵道在轴向上延伸至所述后可变面积涵道引射器的下游，且所述外涵道、中涵道的出口端均设置有尾喷管，所述核心机驱动风扇的上游机匣处设置一连通所述内涵道与中涵道的第一气流通道，且所述第一气流通道形成为所述中涵道的进气道，并在所述第一气流通道的进口处设置一第一模式选择活门，所述核心机驱动风扇与高压压气机之间的机匣上设置一连通所述内涵道与中涵道的第二气流通道，且在所述第二气流通道的进口处设置一第二模式选择活门，其特征在于，

所述外涵道的进气口上游的外侧设置一第一级风扇，所述内涵道的进气段内设置一第二级风扇，所述第一级风扇、第二级风扇均通过低压涡轮轴与所述低压涡轮传动连接，所述第一级风扇与第二级风扇形成为所述变循环发动机的前风扇，所述核心机驱动风扇与高压压气机形成为所述变循环发动机的后风扇，

经所述第一级风扇增压后的气流一部分进入所述外涵道的进气口，另一部分进入所述内涵道的进气口而由所述第二级风扇继续增压；

所述第一气流通道在轴向上位于所述第二级风扇与核心机驱动风扇之间的机匣上，当所述第一模式选择活门处于打开状态时，经所述第二级风扇增压后的气流一部分经所述第一气流通道进入所述中涵道内，另一部分气流继续在所述内涵道内流动；

当所述第二模式选择活门处于打开状态时，经所述核心机驱动风扇增压后的气流一部分经所述第二气流通道进入所述中涵道内，另一部分气流继续在所述内涵道内流动；

所述核心机驱动风扇前设有核心机驱动风扇可调导叶，以提高核心机驱动风扇的流量调节范围，增加稳定工作裕度，同时提高其抗低雷诺数能力，提高发动机的稳定工作升限。

2.根据权利要求1所述的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，其特征在于，所述低压涡轮前设有低压涡轮导向器，所述低压涡轮导向器的面积采用可调节模式，以匹配适应发动机处于高速或者低速模式下发动机进气空气流量的大幅变化引起的前风扇的气动载荷变化。

3.根据权利要求1所述的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，其特征在于，所述核心机的后可变面积涵道引射器，用于控制进入所述第一、二气流通道的空气流量，并调节外涵道气流和核心机气流两股气流的总压差别以避免出现过大的掺混损失。

4.根据权利要求3所述的高升限低油耗中等涵道比变循环发动机，其特征在于，所述后可变面积涵道引射器通过与第一、二模式选择阀门、核心机驱动风扇可调导叶的相互匹配，以调节发动机的总涵道比。