CN114934857A - 一种变循环涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种变循环涡轮发动机，包括：设置在进口端的进气道，进气道包括进气道外涵和进气道内涵，进气道外涵设置在进气道内涵外部；设置在出口端的排气道，排气道包括出排气道外涵和排气道内涵，排气道外涵设置在排气道内涵外部；电驱低压压气机，电驱低压压气机设置在进气道内涵通道中；内置式起动发电机和燃气涡轮核心机，内置式起动发电机和燃气涡轮核心机均设置在进气道和排气道之间，燃气涡轮核心机工作带动内置式起动发电机产生电能；动力涡轮，动力涡轮设置在排气道外涵的通道中。通过模式转换动力系统，可使涡轮发动机兼顾高推力和低油耗。

Description

一种变循环涡轮发动机

技术领域

本说明书涉及飞行器动力系统技术领域，具体涉及一种变循环涡轮发动机及模式转换动力系统。

背景技术

未来空中作战要求军用飞机具备超高速突防、超远程飞行、长时间留空的飞行能力，同时具备智能态势感知和新概念武器等高功率机载设备应用能力。不同作战使用需求使得航空发动机朝着截然相反的设计方向发展：一方面，高速性能要求发动机具有高单位推力，使得发动机呈现出小进口流量、低总压比、小涵道比以及高排气速度的设计特征；巡航低油耗性能要求发动机又必须具备亚声速工况下较高的推进效率，导致发动机设计朝着大进口流量、高总压比、大涵道比以及低排气速度的方向发展。

从热力学的观点来看，实现航空燃气涡轮发动机高单位推力与低耗油率兼顾，需要提升宽广飞行范围内的热效率和推进效率，而传统航空发动机受热力循环形式与实际构型约束，已难以满足未来需求。

发明内容

有鉴于此，本说明书实施例提供一种变循环涡轮发动机及模式转换动力系统，以达到兼顾高推力和低油耗的目的。

本说明书实施例提供以下技术方案：

一种变循环涡轮发动机，包括：

设置在进口端的进气道，进气道包括进气道外涵和进气道内涵，进气道外涵设置在进气道内涵外部；

设置在出口端的排气道，排气道包括出排气道外涵和排气道内涵，排气道外涵设置在排气道内涵外部；

电驱低压压气机，电驱低压压气机设置在进气道内涵通道中；

内置式起动发电机和燃气涡轮核心机，内置式起动发电机和燃气涡轮核心机均设置在进气道和排气道之间，燃气涡轮核心机工作带动内置式起动发电机产生电能；

动力涡轮，动力涡轮设置在排气道外涵的通道中。

进一步地，变循环涡轮发动机还包括外置发电机，外置发电机设置在发动机壳体外，动力涡轮和外置发电机电连接，动力涡轮工作带动外置发电机产生电能。

进一步地，变循环涡轮发动机还包括综合能量管理系统，综合能量管理系统分别与内置式起动发电机和外置发电机电连接，综合能量管理系统由内置式起动发电机和外置发电机提供电能。

进一步地，变循环涡轮发动机还包括电驱推进风扇，电驱推进风扇设置在发动机壳体的两侧，电驱推进风扇和综合能量管理系统电连接，综合能量管理系统为电驱推进风扇提供电能。

进一步地，变循环涡轮发动机还包括模式选择阀组件，模式选择阀组件由综合能量管理系统控制并提供电能。

进一步地，模式选择阀组件包括进气道进口模式选择阀，进气道进口模式选择阀的一端固定设置在进气道的进口端，进气道进口模式选择阀的另一端能够转动至a点或者b点。

进一步地，模式选择阀组件还包括排气道进口模式选择阀，排气道进口模式选择阀的一端固定设置在排气道的进口端，排气道进口模式选择阀的另一端能够转动至e点或者f点。

进一步地，模式选择阀组件还包括进气道出口模式选择阀，进气道出口模式选择阀一端固定设置在进气道的出口端，进气道出口模式选择阀的另一端能够转动至c点或者d点。

进一步地，模式选择阀组件还包括排气道出口模式选择阀，排气道出口模式选择阀一端固定设置在排气道的出口端，排气道出口模式选择阀的另一端能够转动至g点或者h点。

与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：

引入电能能量形式，对热机与推进器解耦，通过模式调节进气道、模式调节复合排气系统和综合能量管理系统进行模式控制，实现涡扇模式、涡喷模式的自由转换。涵道比的调节范围可达到0～5.0，在飞行马赫数0~3之间均能够保证较高的推进效率，从而为宽广速域范围、高效推进动力系统的研制奠定了技术基础。采用电能传递功率，实现了涡轮与推进风扇的机械解耦，能够保证各部件均工作在最优转速，提高效率。电力连接比传统的机械轴直连更为灵活，对涡扇发动机推进器的数量和布局设计产生颠覆性影响，与飞行器一体化设计后能实现更高的性能收益。发动机具备高功率电能产生能力，因此可以支撑飞行器更高功率机载设备的功率需求，从而拓展飞行器探测、制导等能力。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是动力系统方案布局示意图；

图2是整体结构示意图；

图3是涡扇模式原理示意图；

图4是涡喷模式原理示意图。

附图标记说明：1、进气道进口模式选择阀；2、电驱低压压气机；3、进气道出口模式选择阀；4、电驱推进风扇；5、内置式起动发电机；6、燃气涡轮核心机；7、外置发电机；8、动力涡轮；9、综合能量管理系统；10、排气道进口模式选择阀；11、排气道出口模式选择阀；12、排气道内涵；13、排气道外涵；14、进气道内涵；15、进气道外涵。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目和方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

为满足高速大推力、低速低油耗的宽广速域范围高效推进的需求，新型动力系统架构引入电能这一更为灵活的能量形式，对热机与推进器进行解耦，具备涡扇模式和涡喷模式的自由转换能力，实现涵道比大范围的调节，以达到不同飞行工况最优推进效率的目标。

引入电能能量形式，对热机与推进器解耦，通过模式调节进气道、模式调节复合排气系统和综合能量管理系统进行模式控制，实现涡扇模式、涡喷模式的自由转换；

以下结合附图，说明本申请各实施例提供的技术方案。

参考图1，变循环涡轮发动机的模式可转换的动力系统由模式复合调节阀组件、电驱低压压气机2、电驱推进风扇4、内置式起动发电机5、燃气涡轮核心机6、外置发电机7、动力涡轮8、综合能量管理系统9组成。其中，为了实现模式可转换，在既有燃气涡轮发动机结构的基础上，增加了模式复合调节阀组件、电驱推进风扇4、外置发电机7和综合能量管理系统9。

涡轮发动机设置在进口端的进气道，进气道包括进气道外涵15和进气道内涵14，进气道外涵15设置在进气道内涵14的外部；设置在出口端的排气道，排气道包括出排气道外涵13和排气道内涵12，排气道外涵13设置在排气道内涵12的外部；

模式复合调节阀组件包括进气道进口模式选择阀1、进气道出口模式选择阀3、排气道进口模式选择阀10和排气道出口模式选择阀11。模式复合调节阀组件由内置式起动发电机5提供电力，不同模式下模式复合调节阀组件能够调节位置。进气道进口模式选择阀1设置在进气道的进口端，进气道出口模式选择阀3设置在进口道的出口端，排气道进口模式选择阀10设置在排气道的进口端，排气道出口模式选择阀11设置在排气道的出口端。

电驱推进风扇4设置在整个发动机的外部，电驱推进风扇4和综合能量管理系统9电连接。

综合能量管理系统9为燃油和电能的控制器，主要作用是综合控制燃油-电能的供给与转化。内置式起动发电机5和外置发电机7为综合能量管理系统9提供电能的输入，综合能量管理系统9为电驱低压压气机2和电驱推进风扇4提供电能的输出。燃气涡轮核心机6高速运作时，通过燃油的大量消耗维持发动机的运行，此时电力使用量减少，在燃气涡轮核心机6低速运作时，油耗减少则需要调用更多的电能维持飞行器的正常飞行。在不同飞行工况下，综合能量管理系统9能够调节燃油与电能在推进系统中的占比，从而实现能量的高效利用。

如图2所示，在涡扇模式下，动力系统推力由发动机主机、电驱推进风扇4两股流路共同产生。第一股流路气流通过进气道内涵14吸入发动机主机，通过电驱低压压气机2进行增压，流入燃气涡轮核心机6，气体的总温、总压大幅提高。随后流入排气道外涵13，由动力涡轮8带动外置发电机7，将燃气能量转化为电能，为电驱低压压气机2和电驱推进风扇4提供能量输入。同时，剩余部分能量的燃气通过喷管膨胀后，以较低的速度、温度排入大气，产生部分推力。第二股流路气流由电驱推进风扇4吸入，由风扇叶片增压、加速后，以较低的排气速度和排气温度产生推力；

在涡喷模式下，动力系统推力由发动机主机流路产生。气流通过进气道外涵15吸入主机，流入燃气涡轮核心机6，气体的总温、总压大幅提高。随后流入排气道内涵12，通过喷管膨胀后，以较高的速度、温度排入大气，产生推力。

参考图3，图3为本实施例在涡扇模式下的运行原理。动力系统推力由主机流路A、外部电驱涵道风扇流路B共同产生。在该模式下，进气道进口模式选择阀1调整至b点，进气道出口模式选择阀3调整至d点，主机流路A气流通过模式调节进气道内涵14吸入主机，通过电驱低压压气机2进行增压，流入燃气涡轮核心机6，气体的总温、总压大幅提高。排气道进口模式选择阀10调整至e点，排气道出口模式选择阀11调整至g点，燃气流入排气道外涵13，由动力涡轮8带动外置发电机，将燃气能量转化为电能，由综合能量管理系统9为电驱低压压气机2和电驱推进风扇4提供能量输入。同时，剩余部分能量的燃气通过喷管膨胀后，以较低的速度、温度排入大气，产生部分推力。流路B气流由设置在外部的电驱推进风扇4吸入，由风扇叶片增压、加速后，以较低的排气速度和排气温度产生推力。

在涡扇模式下，燃气涡轮核心机6产生的可用功通过电能传递给电驱推进风扇4，电驱推进风扇4产生推力。通过电能传递功率代替原有涡扇发动机采用轴直接连接产生功率，实现了电驱推进风扇4和动力涡轮8的机械解耦，电驱推进风扇4和动力涡轮8的设计范围更宽，布局与数量更为灵活，可以保证两个部件即电驱推进风扇4和动力涡轮8均工作在高效率区，避免了传统涡扇发动机因为轴连接而转速强耦合，电驱推进风扇4和动力涡轮8无法同时工作在最优转速的问题。通过模式复合调节阀组件可以分配内外涵道的可用功比例，从而灵活调节发动机涵道比。随着飞行速度有小到大，涵道比逐渐减小，从而实现不同飞行速度下推进效率最优，达到节省燃油的目的。在涡扇模式下，发动机会产生较大的电功率，是传统涡扇发动机的几十倍，一方面发动机自身的控制以及作动机构均可以采用电能驱动，另一方面发动机能够为飞行器提供充足的电能供给，为飞行器加装高功率机载设备提供能源保障，在必要的时候，可以通过降低发动机推力提高电能输出功率，从而满足飞行器机载设备超高电功率需求。

涡扇模式下内置式起动发电机5主要供给综合能量管理系统9等发动机的控制系统和选择阀等模式转换作动系统，同时为飞机提供电功率，外置发电机7主要供给电驱推进风扇4。

参考图4，图4为本实施例在涡喷模式下的运行原理。动力系统推力由主机流路A产生。在该模式下，进气道进口模式选择阀1调整至a点，进气道出口模式选择阀3调整至c点，气流通过进气道外涵15吸入主机，流入燃气涡轮核心机6，气体的总温、总压大幅提高。排气道进口模式选择阀10调整至f点，排气道出口模式选择阀11调整至h点，燃气流入排气道内涵12，通过喷管膨胀后，以较高的速度、温度排入大气，产生推力。

动力系统推力由主机流路产生。气流通过进气道外涵15吸入主机，流入燃气涡轮核心机6，气体的总温、总压大幅提高。随后流入排气道内涵12，通过喷管膨胀后，以较高的速度、温度排入大气，产生推力。

其中，涡喷模式下内置式起动发电机5工作，外置发电机7为不工作的状态。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例侧重说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于后面说明的方法实施例而言，由于其与系统是对应的，描述比较简单，相关之处参见系统实施例的部分说明即可。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种变循环涡轮发动机，其特征在于，包括：

设置在进口端的进气道，所述进气道包括进气道外涵（15）和进气道内涵（14），进气道外涵（15）设置在进气道内涵（14）外部；

设置在出口端的排气道，所述排气道包括出排气道外涵（13）和排气道内涵（12），排气道外涵（13）设置在排气道内涵（12）外部；

电驱低压压气机（2），电驱低压压气机（2）设置在进气道内涵（14）通道中；

内置式起动发电机（5）和燃气涡轮核心机（6），内置式起动发电机（5）和燃气涡轮核心机（6）均设置在所述进气道和所述排气道之间，燃气涡轮核心机（6）工作带动内置式起动发电机（5）产生电能；

动力涡轮（8），动力涡轮（8）设置在排气道外涵（13）的通道中。

2.根据权利要求1所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述变循环涡轮发动机还包括外置发电机（7），外置发电机（7）设置在发动机壳体外，动力涡轮（8）和外置发电机（7）电连接，动力涡轮（8）工作带动外置发电机（7）产生电能。

3.根据权利要求2所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述变循环涡轮发动机还包括综合能量管理系统（9），综合能量管理系统（9）分别与内置式起动发电机（5）和外置发电机（7）电连接，综合能量管理系统（9）由内置式起动发电机（5）和外置发电机（7）提供电能。

4.根据权利要求3所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述变循环涡轮发动机还包括电驱推进风扇（4），电驱推进风扇（4）设置在发动机壳体的两侧，电驱推进风扇（4）和综合能量管理系统（9）电连接，综合能量管理系统（9）为电驱推进风扇（4）提供电能。

5.根据权利要求3所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述变循环涡轮发动机还包括模式选择阀组件，所述模式选择阀组件由综合能量管理系统（9）控制并提供电能。

6.根据权利要求5所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述模式选择阀组件包括进气道进口模式选择阀（1），进气道进口模式选择阀（1）的一端固定设置在所述进气道的进口端，进气道进口模式选择阀（1）的另一端能够转动至a点或者b点。

7.根据权利要求5所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述模式选择阀组件还包括排气道进口模式选择阀（10），排气道进口模式选择阀（10）的一端固定设置在所述排气道的进口端，排气道进口模式选择阀（10）的另一端能够转动至e点或者f点。

8.根据权利要求5所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述模式选择阀组件还包括进气道出口模式选择阀（3），进气道出口模式选择阀（3）一端固定设置在所述进气道的出口端，进气道出口模式选择阀（3）的另一端能够转动至c点或者d点。

9.根据权利要求5所述的变循环涡轮发动机，其特征在于，所述模式选择阀组件还包括排气道出口模式选择阀（11），排气道出口模式选择阀（11）一端固定设置在所述排气道的出口端，排气道出口模式选择阀（11）的另一端能够转动至g点或者h点。

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